【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于尾翼锁定解锁，更具体地，涉及一种内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构及飞行器。
技术介绍
1、采用折叠尾翼技术是提高内埋式发射的飞行器有限空间利用率的有效途径，通过缩小尾翼占用空间可有效增强载机战斗力，同时也可在有限空间下提高飞行器总体布置空间。
2、现有的尾翼折叠舵多通过在发射筒内壁增加压舵结构来约束折叠舵面转动自由度，当内埋式发射的飞行器与发射筒分离后折叠舵约束解除，被动解锁并完成展开。由于折叠舵表面与约束结构存在摩擦接触，该种设计还要考虑折叠舵表面防护，同时该种解锁方式需要在发射筒内增加多余结构，导致发射筒体积较大影响载机安全，并且不可控制尾翼的展开时刻，这些因素使得内埋式发射的飞行器的挂载场合受到限制。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是针对现有技术中存在的不足，提供一种内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构及飞行器，解决现有内埋式发射的飞行器的尾翼被动的展开方式存在结构复杂、发射筒体积较大、展开时机不可控的问题。
2、为了实现上述目的，本专利技术提供一种内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，包括：
3、尾翼，所述尾翼包括连接段和折叠段，所述折叠段与所述连接段弹性折叠式连接，所述连接段连接有舵机；
4、锁钩，所述锁钩设置在所述飞行器的外侧，所述锁钩与所述折叠段的外端卡接配合，能够将所述折叠段锁定在折叠位置，且所述舵机带动所述尾翼转动时，所述折叠段的外端能够与所述锁钩分离，以使所述尾翼展开。
5、可选地
6、可选地，所述连接段与所述折叠段相互靠近的端部分别设置有第一连接套和第二连接套，所述转轴穿设在所述第一连接套和所述第二连接套内，所述连接段或所述折叠段的一侧设置有限位部，所述限位部能够限制所述折叠部恢复展开状态时继续转动。
7、可选地，所述第一弹性部件为套设在所述转轴的外侧的扭簧。
8、可选地，所述锁钩通过弹性缩回部件与所述飞行器的外壳连接，所述弹性缩回部件能够带动所述锁钩缩回至与所述外壳的外表面平齐的状态。
9、可选地，所述外壳的外侧设置有与所述锁钩的形状相配合的凹槽，所述凹槽的槽底设置有通孔，所述弹性缩回部件设置在所述外壳的内部，并穿过所述通孔与所述锁钩连接。
10、可选地，所述弹性缩回部件包括连接杆，所述连接杆的一端与所述锁钩连接，所述连接杆的中部滑动贯穿所述通孔，所述连接杆的另一端连接有第二弹性部件，所述第二弹性部件能够对所述连接杆施加使其向所述外壳的内部缩回的弹力。
11、可选地，所述第二弹性部件为压簧。
12、可选地，所述锁钩将所述折叠段锁定在折叠位置时，所述舵机处于设定偏转角度状态，所述尾翼展开时，所述舵机复位至零位状态。
13、本专利技术还提供一种飞行器，包括：
14、飞行器本体，所述飞行器本体包括外壳；
15、上述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，所述舵机的输出轴转动贯穿所述外壳并与处于所述外壳的外侧的所述尾翼连接。
16、本专利技术提供一种内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其有益效果在于：该内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构针对两段式弹性折叠式尾翼设计，尾翼的连接段通过舵机连接在飞行器的外侧，具有锁钩，飞行器的尾翼处于折叠状态时，尾翼的折叠段与锁钩卡接，通过锁钩保持对折叠段的锁定，当需要尾翼展开时，由舵机带动尾翼的连接段转动，进而带动折叠段与锁钩之间产生相对位移，折叠段的外端与锁钩分离，解除锁钩对折叠段的锁定，完成解锁，解锁后的折叠段由于弹性作用自动恢复展开状态，实现尾翼的展开；该内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构使得飞行器在存储、运输、挂载时，舵机处于固定角度，尾翼处于折叠状态，飞行器在飞行时需要尾翼展开时，只需要给舵机发出指令即可实现展开目的；除尾翼的舵机外，其它部件为纯机械部件，结构简单，可靠性高，无火工品、高压气体等易燃易爆危险品，在试验、运输、存储等方面具备显著优势；利用舵机作为弹性折叠式尾翼的解锁激励，不增加多余设备，实现舵机的一机两用，同时舵机未上电时，舵机转轴还可提供一定的锁定力矩，提高尾翼折叠状态锁定的可靠性；尾翼在无外部约束物的情况下，仅利用飞行器自身零部件完成尾翼折叠锁定，不产生多余物。
17、本专利技术的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述连接段与所述折叠段通过转轴转动连接，所述连接段与所述折叠段之间设置有第一弹性部件，所述第一弹性部件能够对所述折叠段施加使其恢复展开状态的弹力。
3.根据权利要求2所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述连接段与所述折叠段相互靠近的端部分别设置有第一连接套和第二连接套，所述转轴穿设在所述第一连接套和所述第二连接套内，所述连接段或所述折叠段的一侧设置有限位部，所述限位部能够限制所述折叠部恢复展开状态时继续转动。
4.根据权利要求3所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述第一弹性部件为套设在所述转轴的外侧的扭簧。
5.根据权利要求1所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述锁钩通过弹性缩回部件与所述飞行器的外壳连接，所述弹性缩回部件能够带动所述锁钩缩回至与所述外壳的外表面平齐的状态。
6.根据权利要求5所述的内埋式发射的飞行器的
7.根据权利要求6所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述弹性缩回部件包括连接杆，所述连接杆的一端与所述锁钩连接，所述连接杆的中部滑动贯穿所述通孔，所述连接杆的另一端连接有第二弹性部件，所述第二弹性部件能够对所述连接杆施加使其向所述外壳的内部缩回的弹力。
8.根据权利要求7所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述第二弹性部件为压簧。
9.根据权利要求1所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述锁钩将所述折叠段锁定在折叠位置时，所述舵机处于设定偏转角度状态，所述尾翼展开时，所述舵机复位至零位状态。
10.一种飞行器，其特征在于，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述连接段与所述折叠段通过转轴转动连接，所述连接段与所述折叠段之间设置有第一弹性部件，所述第一弹性部件能够对所述折叠段施加使其恢复展开状态的弹力。
3.根据权利要求2所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述连接段与所述折叠段相互靠近的端部分别设置有第一连接套和第二连接套，所述转轴穿设在所述第一连接套和所述第二连接套内，所述连接段或所述折叠段的一侧设置有限位部，所述限位部能够限制所述折叠部恢复展开状态时继续转动。
4.根据权利要求3所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述第一弹性部件为套设在所述转轴的外侧的扭簧。
5.根据权利要求1所述的内埋式发射的飞行器的尾翼锁定解锁结构，其特征在于，所述锁钩通过弹性缩回部件与所述飞行器的外壳连接，所述弹性缩回部件能够带动所述锁钩缩回至与...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈路哲，张新伟，龙涛，杨晓东，田昊，宫乐，杨文，
申请(专利权)人：彩虹无人机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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