专利摘要

本发明提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法，变体尾撑机构包括机尾变体结构(10)以及机尾变体驱动机构(20)；机尾变体驱动机构可驱动机尾变体结构进行打开或闭合动作。使结合尾翼的变体尾撑机构同时具有操纵飞行器和地面上支撑飞行器两种功能，使飞行器通过本身部件在地面上支撑飞行器，且不影响飞行器巡航飞行性能，还具有结构紧凑有效、可靠性高和重量轻的优点，提高了飞行器在巡航和悬停状态的气动效率，适合于尾坐式飞行器的着地支撑以及悬停定点投放任务。

权利要求

1.一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，包括机尾变体结构(10)以及机尾变体驱动机构(20)；

其中，所述机尾变体结构(10)包括第1蒙板(11)、第2蒙板(12)、第3蒙板(13)和第4蒙板(14)；所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均为由机身的尾端沿机身轴线向后延伸出的蒙板，并且，所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均与所述机身铰接；

所述机尾变体驱动机构(20)设置于所述机尾变体结构(10)的内腔中，包括电机(21)、减速齿轮组(22)、丝杠(23)、内螺纹套筒(24)、第1驱动杆组(25)、第2驱动杆组(26)、第3驱动杆组(27)和第4驱动杆组(28)；

其中，所述电机(21)固定安装于机身的内部；所述减速齿轮组(22)包括啮合的第1齿轮和第2齿轮，并且，所述第1齿轮套设固定到所述电机(21)的输出轴；所述第2齿轮套设固定到所述丝杠(23)的一端；当所述电机(21)启动后，通过所述减速齿轮组(22)带动所述丝杠(23)进行同步转动；并且，所述丝杠(23)与所述机身的轴线同轴；

所述内螺纹套筒(24)套设于所述丝杠(23)的外部，所述内螺纹套筒(24)和所述丝杠(23)组成为丝杆螺母副，当所述丝杠(23)转动时，驱动所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向进行往复升降运动；

所述内螺纹套筒(24)的四周呈中心对称设置所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)；所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)的一端均与所述内螺纹套筒(24)的外壁铰接，另一端分别与所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)铰接，当所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向下降移动时，同时驱动所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相对于机身向外转动，实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；而当所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向上升移动时，同时驱动所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相对于机身向内转动，并且第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)的侧壁相互紧密接触形成筒状结构，实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。

2.根据权利要求1所述的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)的结构均相同。

3.根据权利要求2所述的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，对于所述第1驱动杆组(25)，包括：连杆(25-1)和控制摇杆(25-2)；所述连杆(25-1)的一端铰接到所述内螺纹套筒(24)的外壁，所述连杆(25-1)的另一端铰接到所述第1蒙板(11)的A位置点；所述连杆(25-1)靠近所述第1蒙板(11)的一端开设有滑槽(25-3)；所述控制摇杆(25-2)的一端铰接到所述第1蒙板(11)的B位置点，所述控制摇杆(25-2)的另一端固定安装有滑销(25-4)，所述滑销(25-4)置于所述滑槽(25-3)中，可沿所述滑槽(25-3)滑动。

4.根据权利要求1所述的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，所述丝杆螺母副还包括轴承(29)；所述丝杠(23)的一端套设所述第2齿轮；所述丝杠(23)的主体具有外螺纹；在第2齿轮和外螺纹之间设置有与丝杠同轴的圆柱台阶凹槽；所述圆柱台阶凹槽外套设固定所述轴承(29)的内圈。

5.根据权利要求4所述的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，所述轴承(29)为可同时承受径向力和轴向力的角接触球轴承；所述轴承(29)的外圈与机身固定连接。

6.根据权利要求4所述的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，用于与所述内螺纹套筒(24)螺纹连接的丝杆外螺纹的螺纹升角小于螺纹的当量摩擦角，使所述丝杆螺母副具有自锁功能。

7.根据权利要求1所述的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，其特征在于，所述机尾变体结构(10)的外壁固定安装有尾翼，飞机尾翼沿垂直于机身轴线和蒙板方向固连在机尾变体结构(10)上。

8.一种尾坐式飞行器的变体尾撑方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，当尾坐式飞行器需要降落或悬停时，驱动电机(21)转动，电机(21)通过减速齿轮组(22)带动丝杠(23)进行同步转动；再通过螺纹连接，将丝杠(23)的转动转换为内螺纹套筒(24)沿丝杠轴线的平动，并且，移动方向为远离机身方向；

步骤2，当内螺纹套筒(24)移动时，内螺纹套筒(24)作为曲柄滑块机构中的滑块，推动连杆动作，再由连杆同时驱动各个蒙板相对于机身向外转动；同时，在连杆动作时，每个驱动杆组的控制摇杆所安装的滑销在滑槽中向顶端移动，当电机停止转动时，滑销到达滑槽顶端；在连杆和控制摇杆的双重作用下，实现将各个蒙板打开，打开状态的蒙板组成支撑结构，可支撑飞行器，由此实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；

步骤3，驱动电机(21)反向转动，使内螺纹套筒(24)沿丝杠轴线向机身方向平动时，可完成各个蒙板闭合的动作，闭合后的蒙板组成机尾结构，保证飞行器高效巡航，由此实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。

9.根据权利要求8所述的尾坐式飞行器的变体尾撑方法，其特征在于，当蒙板打开，机尾变体结构(10)变体为支撑结构时，支撑结构对飞行器进行支撑时的传力路线为：

支撑力分解为三路；第一支路支撑力通过充当曲柄部件的各个蒙板向上传递到机身前端，最终传递到机身梁框；第二路支撑力通过控制摇杆传给连杆；第三路支撑力直接传给连杆；然后，连杆将所受到的支撑力通过机尾变体驱动机构直接传给机身梁框，控制摇杆与部分蒙板和连杆组成三角形稳定结构，提高了传力的可靠性。

说明书

技术领域

本发明涉及一种尾撑机构，具体涉及一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法。

背景技术

垂直起降能力和定点悬停能力是如今飞行器特别重视和追逐的目标，尤其在小型和微型无人飞行器中更为明显。垂直起降能力可以使飞行器不再受起飞和降落场地状况的限制，悬停功能更是使飞行器具有了定点凝视监察和定点投放物品的能力。这些由垂直起降和悬停技术带来的常规飞行器望尘莫及的能力引发了全球范围内的火热研究，包括军方与企业，例如谷歌一直研发的无人机快递功能。

尾坐式起飞的飞行器作为垂直起降飞行器中最为常见的一种备受关注，尾坐式飞行器可以方便的通过操纵舵面偏转实现起飞、巡航到降落的过程，以及实现巡航到悬停的姿态转换。

尾坐式飞行器需要机尾着地，为不损伤尾翼，传统方式为：需要在机身外部增加只具有支撑功能的撑杆等结构，例如，中国专利公开号102133926A，公开日2011年7月27日，发明名称为一种尾坐式垂直起降无人飞行器，该申请公开了一种通过尾翼翼梢位置安装起落架的尾坐式垂直起降无人飞行器。

上述方式存在的主要问题为：由于需要在机身外部额外增加撑杆或起落架等支撑结构，一方面，增加了飞行器的死重，并且增加了巡航时的飞行阻力，影响了飞行器巡航性能；另一方面，当飞行器通过支撑结构降落到地面时，仅仅通过支撑结构支撑飞机全部重量，再通过尾翼将支撑结构受力传给机身，因此尾翼受力较大，需要加强尾翼结构，从而使尾翼具有较重的重量，进一步降低了飞行效率。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构，包括机尾变体结构(10)以及机尾变体驱动机构(20)；

其中，所述机尾变体结构(10)包括第1蒙板(11)、第2蒙板(12)、第3蒙板(13)和第4蒙板(14)；所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均为由机身的尾端沿机身轴线向后延伸出的蒙板，并且，所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)均与所述机身铰接；

所述机尾变体驱动机构(20)设置于所述机尾变体结构(10)的内腔中，包括电机(21)、减速齿轮组(22)、丝杠(23)、内螺纹套筒(24)、第1驱动杆组(25)、第2驱动杆组(26)、第3驱动杆组(27)和第4驱动杆组(28)；

其中，所述电机(21)固定安装于机身的内部；所述减速齿轮组(22)包括啮合的第1齿轮和第2齿轮，并且，所述第1齿轮套设固定到所述电机(21)的输出轴；所述第2齿轮套设固定到所述丝杠(23)的一端；当所述电机(21)启动后，通过所述减速齿轮组(22)带动所述丝杠(23)进行同步转动；并且，所述丝杠(23)与所述机身的轴线同轴；

所述内螺纹套筒(24)套设于所述丝杠(23)的外部，所述内螺纹套筒(24)和所述丝杠(23)组成为丝杆螺母副，当所述丝杠(23)转动时，驱动所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向进行往复升降运动；

所述内螺纹套筒(24)的四周呈中心对称设置所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)；所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)的一端均与所述内螺纹套筒(24)的外壁铰接，另一端分别与所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)铰接，当所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向下降移动时，同时驱动所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相对于机身向外转动，实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；而当所述内螺纹套筒(24)沿所述丝杠(23)的轴向上升移动时，同时驱动所述第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)相对于机身向内转动，并且第1蒙板(11)、所述第2蒙板(12)、所述第3蒙板(13)和所述第4蒙板(14)的侧壁相互紧密接触形成筒状结构，实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。

优选的，所述第1驱动杆组(25)、所述第2驱动杆组(26)、所述第3驱动杆组(27)和所述第4驱动杆组(28)的结构均相同。

优选的，对于所述第1驱动杆组(25)，包括：连杆(25-1)和控制摇杆(25-2)；所述连杆(25-1)的一端铰接到所述内螺纹套筒(24)的外壁，所述连杆(25-1)的另一端铰接到所述第1蒙板(11)的A位置点；所述连杆(25-1)靠近所述第1蒙板(11)的一端开设有滑槽(25-3)；所述控制摇杆(25-2)的一端铰接到所述第1蒙板(11)的B位置点，所述控制摇杆(25-2)的另一端固定安装有滑销(25-4)，所述滑销(25-4)置于所述滑槽(25-3)中，可沿所述滑槽(25-3)滑动。

优选的，所述丝杆螺母副还包括轴承(29)；所述丝杠(23)的一端套设所述第2齿轮；所述丝杠(23)的主体具有外螺纹；在第2齿轮和外螺纹之间设置有与丝杠同轴的圆柱台阶凹槽；所述圆柱台阶凹槽外套设固定所述轴承(29)的内圈。

优选的，所述轴承(29)为可同时承受径向力和轴向力的角接触球轴承；所述轴承(29)的外圈与机身固定连接。

优选的，用于与所述内螺纹套筒(24)螺纹连接的丝杆外螺纹的螺纹升角小于螺纹的当量摩擦角，使所述丝杆螺母副具有自锁功能。

优选的，所述机尾变体结构(10)的外壁固定安装有尾翼，飞机尾翼沿垂直于机身轴线和蒙板方向固连在机尾变体结构(10)上。

本发明还提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑方法，包括以下步骤：

步骤1，当尾坐式飞行器需要降落或悬停时，驱动电机(21)转动，电机(21)通过减速齿轮组(22)带动丝杠(23)进行同步转动；再通过螺纹连接，将丝杠(23)的转动转换为内螺纹套筒(24)沿丝杠轴线的平动，并且，移动方向为远离机身方向；

步骤2，当内螺纹套筒(24)移动时，内螺纹套筒(24)作为曲柄滑块机构中的滑块，推动连杆动作，再由连杆同时驱动各个蒙板相对于机身向外转动；同时，在连杆动作时，每个驱动杆组的控制摇杆所安装的滑销在滑槽中向顶端移动，当电机停止转动时，滑销到达滑槽顶端；在连杆和控制摇杆的双重作用下，实现将各个蒙板打开，打开状态的蒙板组成支撑结构，可支撑飞行器，由此实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；

步骤3，驱动电机(21)反向转动，使内螺纹套筒(24)沿丝杠轴线向机身方向平动时，可完成各个蒙板闭合的动作，闭合后的蒙板组成机尾结构，保证飞行器高效巡航，由此实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。

优选的，当蒙板打开，机尾变体结构(10)变体为支撑结构时，支撑结构对飞行器进行支撑时的传力路线为：

支撑力分解为三路；第一支路支撑力通过充当曲柄部件的各个蒙板向上传递到机身前端，最终传递到机身梁框；第二路支撑力通过控制摇杆传给连杆；第三路支撑力直接传给连杆；然后，连杆将所受到的支撑力通过机尾变体驱动机构直接传给机身梁框，控制摇杆与部分蒙板和连杆组成三角形稳定结构，提高了传力的可靠性。

本发明提供的尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法具有以下优点：

本发明同时具有操纵飞行器和地面上支撑飞行器两种功能，使飞行器通过本身部件支撑飞行器，且不影响飞行器巡航性能，还具有结构紧凑有效、可靠性高和重量轻的优点，提高了飞行器在巡航和悬停状态的气动效率，适合于尾坐式飞行器的着地支撑以及悬停定点投放任务。

附图说明

图1为本发明提供的变体尾撑机构在打开状态时的示意图；

图2为本发明提供的变体尾撑机构在闭合状态时的示意图；

图3为本发明提供的变体尾撑机构的局部示意图；

图4为本发明提供的丝杆和齿轮固接时的正视图；

图5为图4的正面剖视图；

图6为图4的俯视图；

图7为本发明提供的内螺纹套筒的正视图；

图8为图7的正面剖视图；

图9为图7的俯视图；

图10为本发明提供的连杆的正视图。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明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发明，并不用于限定本发明。

本发明的目的在于提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑机构，变体尾撑机构设置于机身的尾端，变体尾撑机构包括4块蒙板，当4块蒙板打开时，4块蒙板形成尾撑机构，可作为悬停时支撑机身使用；当4块蒙板闭合时，4块蒙板形成机尾结构，实现高效巡航。也就是说，本发明直接在机身的尾端安装变体尾撑机构，变体尾撑机构具有两种模式，分别为尾撑模式和巡航模式，并且，变体尾撑机构可在上述两种模式之间灵活切换，完成正常飞行任务和悬停时打开机尾定点投放物品任务。本发明由于不需要在机身外部设置额外的起落架等支撑结构，因此，解决了现有技术中起落架始终在机体外部、增加巡航飞行阻力和尾翼受力的缺点。本发明减小了飞机的结构重量和巡航阻力，提高了飞行效率。

结合图1、图2和图3，本发明提供的尾坐式飞行器的变体尾撑机构，包括机尾变体结构10以及机尾变体驱动机构20。在附图中，40为机身；41代表多个铰接点。

(一)机尾变体结构

机尾变体结构10包括第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14；第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14均为由机身的尾端沿机身轴线向后延伸出的蒙板，并且，第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14均与机身铰接。

(二)机尾变体驱动机构

机尾变体驱动机构20设置于机尾变体结构10的内腔中，主要用于驱动4块蒙板进行打开或关闭动作。

具体的，机尾变体驱动机构20包括电机21、减速齿轮组22、丝杠23、内螺纹套筒24、第1驱动杆组25、第2驱动杆组26、第3驱动杆组27和第4驱动杆组28。

(1)丝杆螺母幅

电机21为机构的驱动部件，固定安装于机身的内部。减速齿轮组22包括啮合的第1齿轮和第2齿轮，并且，第1齿轮套设固定到电机21的输出轴；第2齿轮套设固定到丝杠23的一端；当电机21启动后，通过减速齿轮组22带动丝杠23进行同步转动；并且，丝杠23与机身的轴线同轴；参考图4-图6，为丝杆和齿轮结合时的示意图。由于电机输出功率高，通过减速齿轮组可以获得较大的扭矩。另外，电机和第1齿轮可由一个舵机代替。

内螺纹套筒24套设于丝杠23的外部，参考图7-图9，内螺纹套筒为外轮廓呈多面体或圆柱形、内轮廓呈圆柱形带有内螺纹的结构，内螺纹套筒24和丝杠23组成为丝杆螺母副，当丝杠23转动时，驱动内螺纹套筒24沿丝杠23的轴向进行往复升降运动；

丝杆螺母副还包括轴承29；丝杠23的一端套设第2齿轮；丝杠23的主体具有外螺纹；在第2齿轮和外螺纹之间设置有与丝杠同轴的圆柱台阶凹槽；圆柱台阶凹槽外套设固定轴承29的内圈，通过轴承限制丝杠只能进行转动，无法沿轴线平动。实际应用中，轴承29为可同时承受径向力和轴向力的角接触球轴承；轴承29的外圈与机身固定连接。

另外，用于与内螺纹套筒24螺纹连接的丝杆外螺纹的螺纹升角小于螺纹的当量摩擦角，使丝杆螺母副具有自锁功能，由此实现丝杠与内螺纹套筒之间的运动只可通过丝杠上齿轮所受的周向旋转力驱动。

(2)驱动杆组

内螺纹套筒24的四周呈中心对称设置第1驱动杆组25、第2驱动杆组26、第3驱动杆组27和第4驱动杆组28；第1驱动杆组25、第2驱动杆组26、第3驱动杆组27和第4驱动杆组28的一端均与内螺纹套筒24的外壁铰接，另一端分别与第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14铰接，当内螺纹套筒24沿丝杠23的轴向下降移动时，同时驱动第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14相对于机身向外转动，实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；而当内螺纹套筒24沿丝杠23的轴向上升移动时，同时驱动第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14相对于机身向内转动，并且第1蒙板11、第2蒙板12、第3蒙板13和第4蒙板14的侧壁相互紧密接触形成筒状结构，实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。机尾变体结构10的外壁固定安装有尾翼，飞机尾翼沿垂直于机身轴线和蒙板方向固连在机尾变体结构10上。

本发明中，第1驱动杆组25、第2驱动杆组26、第3驱动杆组27和第4驱动杆组28的结构均相同。仅以第1驱动杆组为例，参考图3，第1驱动杆组25包括：连杆25-1和控制摇杆25-2；连杆25-1的一端铰接到内螺纹套筒24的外壁，连杆25-1的另一端铰接到第1蒙板11的A位置点；连杆25-1靠近第1蒙板11的一端开设有滑槽25-3，参考图10，为连杆的结构示意图；控制摇杆25-2的一端铰接到第1蒙板11的B位置点，控制摇杆25-2的另一端固定安装有滑销25-4，滑销25-4置于滑槽25-3中，可沿滑槽25-3滑动。

驱动杆组的工作原理为：

连杆9开设有滑槽，滑槽的端点位置为机构运动过程中滑销可到达的极限位置，连杆一端通过铰链与内螺纹套筒铰接，另一端通过铰链与蒙板铰接；在机构运动的起点，控制摇杆通过滑销滑动到滑槽的一端，在机构运动的终点，控制摇杆通过滑销滑动到滑槽的另一端。

本发明中，与机身相连的蒙板、中间带有滑槽的连杆和内螺纹套筒组成曲柄滑块机构。蒙板的一部分作为机构中的曲柄，曲柄一端与机身铰接，另一端与连杆铰接，连杆的另一端与内螺纹套筒铰接，将内螺纹套筒的平动转换为曲柄在设计范围内的转动，完成蒙板的打开和闭合的动作。通过摇杆，可以控制曲柄转动的范围，并实现力的稳定传递。本发明适合于需要尾坐式起飞的飞行器。

本发明还提供一种尾坐式飞行器的变体尾撑方法，包括以下步骤：

步骤1，当尾坐式飞行器需要降落或悬停时，驱动电机21转动，电机21通过减速齿轮组22带动丝杠23进行同步转动；再通过螺纹连接，将丝杠23的转动转换为内螺纹套筒24沿丝杠轴线的平动，并且，移动方向为远离机身方向；

步骤2，当内螺纹套筒24移动时，内螺纹套筒24作为曲柄滑块机构中的滑块，推动连杆动作，再由连杆同时驱动各个蒙板相对于机身向外转动；同时，在连杆动作时，每个驱动杆组的控制摇杆所安装的滑销在滑槽中向顶端移动，当电机停止转动时，滑销到达滑槽顶端；在连杆和控制摇杆的双重作用下，实现将各个蒙板打开，打开状态的蒙板组成支撑结构，可支撑飞行器，由此实现将机尾结构打开变体为支撑结构的功能；

步骤3，驱动电机21反向转动，使内螺纹套筒24沿丝杠轴线向机身方向平动时，可完成各个蒙板闭合的动作，闭合后的蒙板组成机尾结构，保证飞行器高效巡航，由此实现将支撑结构闭合变体为常规机尾结构的功能。

当蒙板打开，机尾变体结构10变体为支撑结构时，支撑结构对飞行器进行支撑时的传力路线为：

支撑力分解为三路；第一支路支撑力通过充当曲柄部件的各个蒙板向上传递到机身前端，最终传递到机身梁框；第二路支撑力通过控制摇杆传给连杆；第三路支撑力直接传给连杆；然后，连杆将所受到的支撑力通过机尾变体驱动机构直接传给机身梁框，控制摇杆与部分蒙板和连杆组成三角形稳定结构，提高了传力的可靠性。

本发明提供的尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法，具有以下优点：

(1)变体尾撑机构可以在机尾结构和支撑结构之间切换，当切换为机尾结构进行飞行器巡航时，由于本发明没有额外增加起落架等支撑结构，所以，与常规飞行器飞行模式相同，减小了飞行器的浸湿面积，降低了飞行器巡航过程中的飞行阻力，提高了飞行效率；而当切换为支撑结构时，变体尾撑机构的四块蒙板打开着地，减小了尾翼翼尖安装起落架带来的受力较大而增加尾翼结构重量的问题；

(2)当变体尾撑机构变体为支撑结构时，本发明还改善了支撑结构到机身的传力路线，实现对机身的稳固支撑；

(3)可见，本发明提供的变体尾撑机构，同时具有操纵飞行器和地面上支撑飞行器两种功能，使飞行器通过本身部件支撑飞行器，且不影响飞行器巡航性能，还具有结构紧凑有效、可靠性高和重量轻的优点，提高了飞行器在巡航和悬停状态的气动效率，适合于尾坐式飞行器的着地支撑以及悬停定点投放任务。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视本发明的保护范围。

尾坐式飞行器的变体尾撑机构以及变体尾撑方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。