一种航模飞机的转向控制结构的制作方法

1.本发明属于航模飞机技术领域，尤其涉及航模飞机的转向控制结构。


背景技术：

2.航模飞机一般是指能在空中飞行的模型，其主要有以下几种分类方法：
3.第一，以动力分，可以分为无动力滑翔机、橡皮筋动力飞机、电动飞机、甲醇内燃机飞机、汽油内燃机飞机、涡轮轴动力飞机(直升机)、涡喷动力飞机(固定翼)等。
4.第二，以机型分。可以分为固定翼飞机、直升飞机、旋翼机、四轴飞行器等。
5.第三，以控制方式分。可以分为自由飞(无遥控)，线操纵(通过钢丝拉线控制固定翼飞机飞行动作)，无线电遥控等。
6.其中，固定翼飞机中有一种比较特殊的类型，其名称为无垂直尾翼航模飞机，由于其没有垂直的尾翼，因此存在较大的转向困难。现有技术中的无垂直尾翼航模飞机的转向控制比较复杂，而且无法实现很好的转向控制。
7.有鉴于此，本发明旨在提供一种航模飞机(尤其是无垂直尾翼航模飞机)的转向控制结构，其通过巧妙的结构设计，通过第一开合式舵面和第二开合式舵面改变开合的角度，当第一开合式舵面增大开合角度而第二开合式舵面减小开合角度时，飞机就会产生向左的偏转力矩；当第一开合式舵面减小开合角度而第二开合式舵面增大开合角度时，飞机就会产生向右的偏转力矩；从而实现飞机转向。


技术实现要素：

8.本发明的目的在于：针对现有技术的不足，而提供一种航模飞机的转向控制结构，其通过巧妙的结构设计，通过第一开合式舵面和第二开合式舵面改变开合的角度，当第一开合式舵面增大开合角度而第二开合式舵面减小开合角度时，飞机就会产生向左的偏转力矩；当第一开合式舵面减小开合角度而第二开合式舵面增大开合角度时，飞机就会产生向右的偏转力矩；从而实现飞机转向。
9.为了达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
10.一种航模飞机的转向控制结构，包括飞机主体、第一主翼、第二主翼、可转动地设置于所述第一主翼上的第一开合式舵面和可转动地设置于所述第二主翼上的第二开合式舵面，通过改变第一开合式舵面和第二开合式舵面开合的角度来实现飞机转向。
11.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，当第一开合式舵面增大开合角度而第二开合式舵面减小开合角度时，飞机产生向左的偏转力矩；当第一开合式舵面减小开合角度而第二开合式舵面增大开合角度时，飞机产生向右的偏转力矩。
12.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，当第一开合式舵面和第二开合式舵面均增大开合角度时，飞机减速。
13.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，第一开合式舵面通过第一拉杆和第二拉杆连接提供转动力矩的第一伺服器结构，第二开合式舵面通过第三拉杆和第四拉
杆连接提供转动力矩的第二伺服器结构，所述第一伺服器结构固定于所述第一主翼上，所述第二伺服器结构固定于所述第二主翼上。
14.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，所述第一伺服器结构和所述第二伺服器结构均包括伺服器固定件、伺服器和伺服器盖板，所述伺服器设置于所述伺服器固定件和所述伺服器盖板形成的容置空间内，所述伺服器固定件固定于所述第一主翼或所述第二主翼上。
15.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，所述第一开合式舵面包括舵面一和舵面二，所述第一拉杆的一端连接第一球头，所述第一拉杆的另一端连接第二球头，所述第一球头与所述第一伺服器结构连接，所述第二球头与所述舵面二连接；所述第二拉杆的一端连接第三球头，所述第二拉杆的另一端连接第四球头，所述第三球头与所述第一伺服器结构连接，所述第四球头与所述舵面一连接；所述第一球头和所述第三球头之间还设置有第一摇臂。
16.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，所述第二开合式舵面包括舵面三和舵面四，所述第三拉杆的一端连接第五球头，所述第三拉杆的另一端连接第六球头，所述第五球头与所述第二伺服器结构连接，所述第六球头与所述舵面四连接；所述第四拉杆的一端连接第七球头，所述第四拉杆的另一端连接第五球头，所述第七球头与所述第二伺服器结构连接，所述第八球头与所述舵面三连接；所述第五球头和所述第七球头之间还设置有第二摇臂。
17.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，所述舵面一通过第一固定件与所述第一主翼连接，且所述舵面一可相对于所述第一主翼转动，所述舵面二通过第二固定件与所述第一主翼连接，且所述舵面二可相对于所述第一主翼转动。
18.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，所述舵面三通过第三固定件与所述第二主翼连接，且所述舵面三可相对于所述第二主翼转动，所述舵面四通过第四固定件与所述第二主翼连接，且所述舵面四可相对于所述第二主翼转动。
19.作为本发明航模飞机的转向控制结构的一种改进，所述第一主翼上设置有第一凹槽和盖设于所述第一凹槽上的第一盖板，所述第一拉杆、所述第二拉杆和所述第一伺服器结构均设置于所述第一凹槽和所述第一盖板形成的容置空间内；
20.所述第二主翼上设置有第二凹槽和盖设于所述第二凹槽上的第二盖板，所述第三拉杆、所述第四拉杆和所述第二伺服器结构均设置于所述第二凹槽和所述第二盖板形成的容置空间内。
21.相对于现有技术，本发明通过巧妙的结构设计，通过第一开合式舵面和第二开合式舵面改变开合的角度，当第一开合式舵面增大开合角度而第二开合式舵面减小开合角度时，飞机就会产生向左的偏转力矩；当第一开合式舵面减小开合角度而第二开合式舵面增大开合角度时，飞机就会产生向右的偏转力矩；从而实现飞机转向。而且当第一开合式舵面和第二开合式舵面均增大开合角度时，飞机减速。也就是说，本发明通过巧妙的结构设计，使得仅需控制第一开合式舵面和第二开合式舵面的开合角度，就可以实现飞机的转向。结构简单，易于实现，填补了无垂直尾翼航模飞机领域内飞机转向的空白，具有巨大的技术价值和经济价值。
附图说明
22.图1为包含本发明的无垂直尾翼航模飞机的结构示意图。
23.图2为本发明中第一开合式舵面和第一主翼的结构示意图之一(打开盖板)。
24.图3为图2中a部分的放大结构示意图。
25.图4为本发明中第一开合式舵面和第一主翼的结构示意图之二(打开盖板)。
26.图5为图4中b部分的放大结构示意图。
27.图6为本发明中第一开合式舵面和第一主翼的结构示意图。
28.图7为本发明中第一开合式舵面和第一主翼的分解结构示意图。
具体实施方式
29.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、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，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。
30.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
31.另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围内。
32.如图1-7所示，本发明提供了一种航模飞机的转向控制结构，包括飞机主体1、第一主翼2、第二主翼3、可转动地设置于第一主翼2上的第一开合式舵面4和可转动地设置于第二主翼3上的第二开合式舵面5，通过改变第一开合式舵面4和第二开合式舵面5开合的角度来实现飞机转向。
33.当第一开合式舵面4增大开合角度而第二开合式舵面5减小开合角度时，飞机产生向左的偏转力矩，这是因为通过第一主翼2的空气流速慢，而通过第二主翼3的空气流速快，两边主翼产生不相同的空气流速，所以产生向左的偏转力矩；当第一开合式舵面4减小开合角度而第二开合式舵面5增大开合角度时，飞机产生向右的偏转力矩，这是因为通过第一主翼2的空气流速快，而通过第二主翼3的空气流速慢，两边主翼产生不相同的空气流速，所以产生向右的偏转力矩。
34.当第一开合式舵面4和第二开合式舵面5均增大开合角度时，飞机减速，这是因为通过两边主翼的空气流速变慢，从而产生类似刹车的效果，飞机减速。
35.第一开合式舵面4通过第一拉杆6和第二拉杆7连接提供转动力矩的第一伺服器结构8，同样的，第二开合式舵面5通过第三拉杆和第四拉杆连接提供转动力矩的第二伺服器结构，第一伺服器结构8固定于第一主翼2上，第二伺服器结构固定于第二主翼3上。也就是说，用于改变第一开合式舵面4和第二开合式舵面5开合角度的结构是完全一样的，因此，对
于第二开合式舵面5的相关结构本发明不再另做展示，可参考第一开合式舵面4的相关结构。
36.第一伺服器结构8和第二伺服器结构均包括伺服器固定件81、伺服器82和伺服器盖板83，伺服器82设置于伺服器固定件81和伺服器盖板83形成的容置空间内，伺服器固定件81固定于第一主翼2或第二主翼3上。
37.第一开合式舵面4包括舵面一41和舵面二42，第一拉杆6的一端连接第一球头9，第一拉杆6的另一端连接第二球头10，第一球头9与第一伺服器结构8连接，第二球头10与舵面二42连接；第二拉杆7的一端连接第三球头11，第二拉杆7的另一端连接第四球头12，第三球头11与第一伺服器结构8连接，第四球头12与舵面一41连接；第一球头9和第三球头11之间还设置有第一摇臂13。第一伺服器结构8提供转动力矩，带动第一摇臂13，进而带动第一球头9和第三球头11转动，从而推动第一拉杆6和第二拉杆7，进一步带动第二球头10及与其连接的舵面二42、第四球头12及与其连接的舵面一41的运动，实现第一开合式舵面4的开合动作。具体的，第一伺服器结构8带动第一摇臂13转动，当第一摇臂13逆时针转动时，第一拉杆6和第二拉杆7分别带动舵面二42和舵面一41向外推开，从而舵面二42和舵面一41之间的夹角逐渐增大，而当第一摇臂13顺时针转动时，第一拉杆6和第二拉杆7分别带动舵面二42和舵面一41向内合拢，从而舵面二42和舵面一41之间的夹角逐渐减小，直至闭合，如此即实现了第一开合式舵面4的自由开合。
38.同样的，第二开合式舵面包括舵面三和舵面四，第三拉杆的一端连接第五球头，第三拉杆的另一端连接第六球头，第五球头与第二伺服器结构连接，第六球头与舵面四连接；第四拉杆的一端连接第七球头，第四拉杆的另一端连接第五球头，第七球头与第二伺服器结构连接，第八球头与舵面三连接；第五球头和第七球头之间还设置有第二摇臂。
39.舵面一41通过第一固定件14与第一主翼2连接，且舵面一41可相对于第一主翼2转动(具体为铰接结构)，舵面二42通过第二固定件15与第一主翼2连接，且舵面二42可相对于第一主翼2转动(具体为铰接结构)。
40.同样的，舵面三通过第三固定件与第二主翼连接，且舵面三可相对于第二主翼转动(具体为铰接结构)，舵面四通过第四固定件与第二主翼连接，且舵面四可相对于第二主翼转动(具体为铰接结构)。
41.第一主翼2上设置有第一凹槽21和盖设于第一凹槽21上的第一盖板22，第一拉杆6、第二拉杆7和第一伺服器结构8均设置于第一凹槽21和第一盖板22形成的容置空间内；
42.同样的，第二主翼3上设置有第二凹槽和盖设于第二凹槽上的第二盖板，第三拉杆、第四拉杆和第二伺服器结构均设置于第二凹槽和第二盖板形成的容置空间内。第一凹槽21和第二凹槽的设置可以节省空间，同时也使得整个飞机更加美观。
43.总之，本发明通过巧妙的结构设计，通过第一开合式舵面4和第二开合式舵面5改变开合的角度，当第一开合式舵面4增大开合角度而第二开合式舵面5减小开合角度时，飞机就会产生向左的偏转力矩；当第一开合式舵面4减小开合角度而第二开合式舵面5增大开合角度时，飞机就会产生向右的偏转力矩；从而实现飞机转向。而且当第一开合式舵面4和第二开合式舵面5均增大开合角度时，飞机减速。也就是说，本发明通过巧妙的结构设计，使得仅需控制第一开合式舵面4和第二开合式舵面5的开合角度，就可以实现飞机的转向。结构简单，易于实现，填补了无垂直尾翼航模飞机领域内飞机转向的空白，具有巨大的技术价
值和经济价值。
44.根据上述说明书的揭示和教导，本发明所属领域的技术人员还可以对上述实施方式进行适当的变更和修改。因此，本发明并不局限于上面揭示和描述的具体实施方式，对本发明的一些修改和变更也应当落入本发明的权利要求的保护范围内。此外，尽管本说明书中使用了一些特定的术语，但这些术语只是为了方便说明，并不对本发明构成任何限制。