角翼飞行器的飞行动作灵活、飞行阻力小的特点；机身变长后，可以具备类似滑翔机的飞行平稳性。
[0031]参见图7，示出了本发明第二种实施方式的航空器200。结合图1?6，航空器200的构造方式与前述第一种实施方式的航空器100具有基本相似的构造，差别是由水平尾翼201和垂直尾翼202构成的尾翼组件203由两根相互间平行排布的套筒204来实现其同机身205之间的连接，在水平尾翼201和垂直尾翼202的末端分别设置有升降舵201A和方向舵202B。通过安装于机身205内部的驱动电机、螺杆(图中未示出驱动电机和螺杆)和允许螺杆旋入\旋出其中的套筒204，来实现尾翼组件203和机身205之间距离的调节。
[0032]参见图8，示出了本发明第三种实施方式下航空器所使用的伸缩装置300。结合图1?6，实施方式三中航空器的构造方式与前述第一种实施方式的航空器100具有基本相似的构造，差别是第三种实施方式下航空器所使用的伸缩装置300与前述第一种实施方式航空器100所使用的伸缩装置106相比存在较大的结构差异。下面重点描述实施方式三中航空器所使用的伸缩装置300。
[0033]伸缩装置300的组成部件包括驱动电机301、螺杆302、齿轮303、连杆304和尾轴305。
[0034]驱动电机301被固定于机身的内腹中(参阅实施方式一)。在螺杆302的外圆周面或外圆柱面上设置有连续的螺旋齿306。在齿轮303的外圆柱面上设置有若干个轮齿307。螺杆302沿自身轴向的一端同驱动电机301的输出端连接，以获取驱动电机301输出的扭矩。螺杆302上的螺旋齿306与齿轮303上的轮齿307相互啮合。齿轮303的轴向与机身(参阅实施方式一)的中心轴线方向308垂直。定位墩309被固定于机身的内腹中(参阅实施方式一)。在尾轴305的直径方向和圆周方向上，尾轴305的位置被定位墩309同时固定，因而尾轴305不能在这两个方向上发生位移或者转动。在尾轴305沿自身中轴的方向上，尾轴305可在定位墩309上进行滑动，进而带动航空器尾翼组件(参阅实施方式一)在机身的中心轴线方向308上改变位置。尾轴305的轴向与机身中心轴线方向308平行。航空器尾翼组件被固定于尾轴305与机身相对的一端。尾轴305与机身相邻的一端同连杆304的一端连接。连杆304的另一端连接于齿轮303上偏离圆心的位置。连杆304在连接尾轴305和齿轮303的两个连接点上，均与这两个连接点上分别保持可转动的状态，即连杆304可以绕着其连接尾轴305的连接点转动，连杆304还可以绕着其连接齿轮303的连接点转动。
[0035]工作时，驱动电机301输出的扭矩被传递给螺杆302，螺杆302由此产生旋转并带动齿轮303转动，转动的齿轮303进而带动连杆304作相应的转动和沿尾轴305轴向的平动，最终带动航空器尾翼组件(参阅实施方式一)在机身的中心轴线方向308上改变位置，以此完成航空器机身同其尾翼组件(参阅实施方式一)之间在机身中心轴线方向308上的相对位置的调整。
[0036]参见图9，示出了本发明第四种实施方式下航空器所使用的伸缩装置400。结合图1?6，实施方式四中航空器的构造方式与前述第一种实施方式的航空器100具有基本相似的构造，差别是第四种实施方式下航空器所使用的伸缩装置400与前述第一种实施方式航空器100所使用的伸缩装置106相比存在较大的结构差异。下面重点描述实施方式四中航空器所使用的伸缩装置400。
[0037]伸缩装置400的组成部件包括驱动电机401、螺杆402、齿轮403、齿条404和尾轴405。驱动电机401通常选用高速电机，其转速超过10000转每分钟。由于转速高，所以该电机功率密度高，而其体积则远小于普通功率的电机，这样可以有效的节约材料，高速电机转动惯量小，所以动态响应快。
[0038]驱动电机401被固定于机身的内腹中(参阅实施方式一)。在螺杆402的外圆周面或外圆柱面上设置有连续的螺旋齿406。在齿轮403的外圆柱面上设置有若干个轮齿407。在齿条404上设置有若干个锯齿408。在齿条404被装配至尾轴405上的状态下，这些锯齿408沿着机身中心轴线方向409首尾相连逐个排列成一列。螺杆402沿自身轴向的一端同驱动电机401的输出端连接，以获取驱动电机401输出的扭矩。螺杆402上的螺旋齿406与齿轮403上的轮齿407在预定位置相互啮合。齿轮403上的轮齿407与齿条404上的锯齿408在错开前述螺杆402和齿轮403之间相互啮合点之外的位置形成啮合状态。定位墩410被固定于机身的内腹中(参阅实施方式一)。尾轴405的轴向与机身中心轴线方向409平行。尾轴405与机身相邻的一端上固定有齿条404。在尾轴405的直径方向和圆周方向上，尾轴405的位置被定位墩410同时固定，因而尾轴405不能在这两个方向上发生位移或者转动。在尾轴405沿自身中轴的方向上，尾轴405可在定位墩410上进行滑动，进而带动航空器尾翼组件(参阅实施方式一)在机身的中心轴线方向409上改变位置。航空器尾翼组件被固定于尾轴405与机身相对的一端。
[0039]工作时，驱动电机401输出的扭矩被传递给螺杆402，螺杆402由此产生旋转并带动齿轮403转动，转动的齿轮403进而带动齿条404作沿着尾轴405轴向的平动，最终带动航空器尾翼组件(参阅实施方式一)在机身的中心轴线方向409上改变位置，以此完成航空器机身同其尾翼组件(参阅实施方式一)之间在机身中心轴线方向409上的相对位置的调整。
【主权项】
1.航空器，包括机身、主机翼和尾翼，所述机身中心轴线的轴向同所述航空器的前进方向平行，所述主机翼固定于所述机身沿自身中心轴线方向的中部偏前端，其特征在于，还包括用以调整所述机身和所述尾翼之间在所述机身中心轴线方向上的相对位置的伸缩装置。2.根据权利要求1所述航空器，其特征在于，所述伸缩装置包括驱动电机、其外周面上设置有螺纹的螺杆以及其内周面上设置有螺纹的套筒，所述驱动电机固定于所述机身的内腹中，所述螺杆沿自身轴向的一端同所述驱动电机的输出端连接而其另一端可旋转地伸入所述套筒中，所述套筒同所述螺杆伸入端相对的一端固定有所述尾翼，所述套筒以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于所述机身内腹中的定位墩上。3.根据权利要求2所述航空器，其特征在于，所述螺杆和所述套筒的中心轴线均与所述机身中心轴线重合。4.根据权利要求1所述航空器，其特征在于，所述伸缩装置包括驱动电机、螺杆、齿轮、连杆和尾轴，所述驱动电机固定于所述机身的内腹中，所述螺杆沿自身轴向的一端同所述驱动电机的输出端连接，设置于所述螺杆外周面上的螺旋齿与设置于所述齿轮外圆柱面上的轮齿相互啮合，所述齿轮的轴向与所述机身中心轴线方向垂直，所述尾轴以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于所述机身内腹中的定位墩上，所述尾轴的轴向与所述机身中心轴线方向平行，所述尾轴一端固定有所述尾翼而其另一端同所述连杆的一端连接，所述连杆的另一端连接于所述齿轮偏离圆心的位置，所述连杆连接所述尾轴和所述齿轮的两个连接点均在所述两个连接点分别保持可转动的状态。5.根据权利要求1所述航空器，其特征在于，所述伸缩装置包括驱动电机、螺杆、齿轮、齿条和尾轴，所述驱动电机固定于所述机身的内腹中，所述螺杆沿自身轴向的一端同所述驱动电机的输出端连接，设置于所述螺杆外周面上的螺旋齿与设置于所述齿轮外圆柱面上的轮齿相互啮合，所述齿轮外圆柱面上的轮齿与设置于所述齿条上的锯齿相互啮合，所述尾轴以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在被固定于所述机身内腹中的定位墩上，所述尾轴的轴向与所述机身中心轴线方向平行，所述尾轴一端固定有所述尾翼而其另一端固定有所述齿条。
【专利摘要】本发明涉及航空器。它包括机身、主机翼、尾翼和伸缩装置。机身中心轴线的轴向同航空器的前进方向平行。主机翼固定于机身沿自身中心轴线方向的中部偏前端。其伸缩装置构成形态之一是包括驱动电机、螺杆和套筒。驱动电机固定于机身内腹中。螺杆一端同驱动电机连接，另一端可旋转地伸入套筒中。套筒同螺杆伸入端相对的一端固定有尾翼。套筒以径向和周向同时固定而轴向可滑动的方式安装在机身内腹中。该航空器可在飞行中改变自身的转动惯量，进而获得优良的转向机动性。
【IPC分类】B64C31/024, B64C5/12
【公开号】CN105314108
【申请号】CN201510665769
【发明人】何春旺
【申请人】何春旺
【公开日】2016年2月10日
【申请日】2015年10月14日