固定翼飞机模型的制作方法

本发明涉及一种航空模型，特别涉及固定翼飞机模型。

背景技术：

目前，航空模型的飞行姿态调节主要依赖于两侧机翼的气流压力差实现，通常利用两侧机翼来控制飞行的方法有：利用机械结构改变两侧机翼的倾斜角或在两侧机翼上安装垂直风扇来调节两侧机翼的倾斜角；这样的方式不便于对飞机航模进行精确的矢量控制，同时活动的机翼不够牢固，对于平飞状态下的强压，势必对机翼的强度有着更高的要求，另一方面，两侧机翼安装垂直风扇不但增加飞机航模的负重，同时这种外露的垂直风扇影响机身的流线，进而影响飞行动力以及飞行姿势的调节，飞机航模垂直起降时所需的强大动力需要配备更多的动力引擎，而平飞时这种垂直设置的引擎处于关闭状态，成为飞机航模的负担。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，本发明提供一种便于矢量控制飞形状态的固定翼飞机模型，它实现了垂直起降，同时可以利用固定翼进行平飞，具有精确的矢量控制机构，实现飞行模式平稳且快速的切换。

本发明的技术方案是这样实现的：本发明的固定翼飞机模型，它包括机身以及固定在机身两侧的固定翼，其改进之处在于：所述固定翼飞机模型还包括前涵道动力组和后涵道动力组，所述前涵道动力组竖向设置于所述机身的中部，且前涵道动力组产生的气流朝向机身的下表面，所述后涵道动力组通过后涵道固定座连接在设置于所述机身的尾部，所述后涵道动力组通过后涵道旋转座绕所述机身转动与机身呈不同的角度。

上述结构中，所述前涵道动力组的轴向上设有前导流环，所述前导流环通过前导流环轴座连接在所述机身的底部或所述前涵道动力组上，所述前导流环通过前导流环摇臂机构与前平衡舵机的转轴相连，所述前平衡舵机沿所述机身的轴向设置，所述前平衡舵机转动时，通过所述前导流环摇臂机构控制所述前导流环转动一系列矢量角度，相应的，所述前导流环将所述前涵道动力组产生的气流导向不同方向。

上述结构中，所述后涵道动力组的轴向上设有后导流环，所述后导流环通过后导流环轴座连接在所述后涵道动力组上，所述后导流环通过后导流环摇臂机构与后平衡舵机的转轴相 连，所述后平衡舵机转动时，通过所述后导流环摇臂机构控制所述后导流环转动一系列矢量角度，相应的，所述后导流环将所述后涵道动力组产生的气流导向不同方向。

上述结构中，所述前导流环摇臂机构包括前导流环转轴、前导流环转轴固定板、前平衡舵机摆臂和前平衡舵机拉杆，所述前导流环转轴的两端固定在所述前导流环转轴固定板上，所述前平衡舵机摆臂固定在所述前平衡舵机的转轴上，所述前平衡舵机拉杆活动套接在所述前导流环转轴和所述前平衡舵机摆臂上，且偏离所述前平衡舵机的转轴和前导流环转轴的轴心设置。

上述结构中，所述后导流环摇臂机构包括后导流环转轴、后导流环转轴固定板、后平衡舵机摆臂和后平衡舵机拉杆，所述后导流环转轴的两端固定所述后导流环转轴固定板的中间，所述后平衡舵机摆臂的中心固定在所述后平衡舵机的转轴上，所述后平衡舵机拉杆的两端分别活动套接在所述后导流环转轴和所述后平衡舵机摆臂的端部。

上述结构中，所述后涵道旋转座通过固定在所述机身上的后涵道固定座连接在所述机身的尾部，所述后涵道旋转座与所述后涵道固定座通过活动轴连接。

上述结构中，所述固定翼飞机模型还设有后涵道角度控制机构，所述后涵道角度控制机构包括后涵道角度控制伺服机、伺服机T型杆、伺服机L型摆臂、伺服机拉杆，所述伺服机L型摆臂的拐点通过活动轴固定在后涵道角度控制伺服机的侧壁，所述伺服机T型杆和所述伺服机拉杆的一端分别与所述伺服机L型摆臂的两端通过活动轴连接，所述伺服机T型杆的中心杆端与所述后涵道角度控制伺服机相连，所述伺服机拉杆的另一端通过活动轴与所述涵道旋转座相连。

上述结构中，所述固定翼飞机模型的机身内设有控制模块，所述控制模块分别与前涵道动力组、后涵道动力组、前平衡舵机、后平衡舵机和后涵道角度控制伺服机相连，所述控制模块接收无线信号终端的信号，通过电路控制所述前涵道动力组、后涵道动力组、前平衡舵机、后平衡舵机和后涵道角度控制伺服机。

上述结构中，所述固定翼飞机模型还设有前起落架、后起落架、水平尾翼和垂尾，所述前起落架和后起落架均采用折叠式支撑杆，所述水平尾翼通过可拆卸方式安装在所述机身的尾部，且分别位于所述后涵道动力组的两侧。

本发明的有益效果在于：其一，本发明的固定翼飞机模型设有可以调节角度的后涵道动力组，平飞时，后涵道动力组形成向后的推力，配合固定翼的流线，实现快速飞行，起降时，后涵道动力组经后涵道角度控制机构调节后，于机身接近垂直，与前涵道动力组一起维持飞机模型的平稳起降，无需太多动力引擎，便实现飞机模型不同状态下的飞行。

其二，本发明的固定翼飞机模型，其内配备的前涵道动力组和后涵道动力组分别设有可以调节气流导向的前导流环和后导流环，在导流环的调节下，涵道动力组产生的气流导向不同角度，同时利用导流环摇臂机构实现了精确的矢量控制，实现飞行姿势的快速平稳调节。

其三，本发明的固定翼飞机模型，其动力系统均由机身内的控制模块实现数字化控制，将飞行模式的切换以及飞行姿态的调节变得更精准、更方便。

【附图说明】

图1为本发明固定翼飞机模型的结构示意图。

图2为图1中圈A的放大图。

图3为图1中圈B的放大图。

图4为图1中圈C的放大图。

图中：1、机身，2、固定翼，3、前涵道动力组，4、后涵道动力组，5、后涵道固定座，6、后涵道旋转座，7、前导流环，8、前导流环轴座，9、前导流环摇臂机构，10、前平衡舵机，11、后导流环，12、后导流环轴座，13、后导流环摇臂机构，14、后平衡舵机，16、后涵道角度控制机构，17、前起落架，18、后起落架，19、水平尾翼，20、垂尾，91、前导流环转轴，92、前导流环转轴固定板，93、前平衡舵机摆臂，94、前平衡舵机拉杆，131、后导流环转轴，132、后导流环转轴固定板，133、后平衡舵机摆臂，134、后平衡舵机拉杆，161、后涵道角度控制伺服机，162、伺服机T型杆，163、伺服机L型摆臂，164、伺服机拉杆。

【具体实施方式】

下面结合附图及具体实施方式对本发明作进一步描述：

参照图1所示，本发明揭示的固定翼飞机模型，它包括机身1以及固定在机身1两侧的固定翼2，固定翼飞机模型还包括前涵道动力组3和后涵道动力组4，前涵道动力组3竖向设置于机身1的中部，且前涵道动力组3产生的气流朝向机身1的下表面，这样设置，有效利用了一个涵道动力组实现飞行水平方向的平稳，同时不会影响机身1的流线。后涵道动力组4通过后涵道固定座5连接在设置于机身1的尾部，后涵道动力组4通过后涵道旋转座6绕所述机身转动与机身1呈不同的角度，实现后涵道动力组4分别在平飞状态过度到垂直起降中精确的矢量控制，到达飞机平稳快速的进行飞行模式切换。

进一步地，前涵道动力组3的轴向上设有前导流环7，前导流环7通过前导流环轴座8连接在机身1的底部或前涵道动力组3上，前导流环7通过前导流环摇臂机构9与前平衡舵 机10的转轴相连，前平衡舵机10沿机身1的轴向设置，前平衡舵机10转动时，通过前导流环摇臂机构9控制前导流环7转动一系列矢量角度，相应的，前导流环7将前涵道动力组3产生的气流导向不同方向。

进一步地，后涵道动力组4的轴向上设有后导流环11，后导流环11通过后导流环轴座12连接在后涵道动力组4上，后导流环12通过后导流环摇臂机构13与后平衡舵机14的转轴相连，后平衡舵机14转动时，通过后导流环摇臂机构13控制后导流环12转动一系列矢量角度，相应的，后导流环12将后涵道动力组4产生的气流导向不同方向。

本实施例中，前导流环7和后导流环11的结构为中间带有隔板的通道结构，通道的截面形状最好为圆弧型，这样对气流影响较小，且方便调节气流的导向。

参照图1、图2所示，前导流环摇臂机构9包括前导流环转轴91、前导流环转轴固定板92、前平衡舵机摆臂93和前平衡舵机拉杆94，前导流环转轴91的两端固定在前导流环转轴固定板92上，前平衡舵机摆臂93固定在前平衡舵机10的转轴上，机拉杆94的两端分别活动套接在前导流环转轴91和前平衡舵机摆臂93上，且偏离前平衡舵机10的转轴和前导流环转轴91的轴心设置，通过平衡舵机10的转角控制，到达前导流环7的矢量角度精准定位，进而控制固定翼飞机模型的左右倾角。

参照图1、图3、图4所示，后导流环摇臂机构13包括后导流环转轴131、后导流环转轴固定板132、后平衡舵机摆臂133和后平衡舵机拉杆134，后导流环转轴131的两端固定在后导流环转轴固定板132的中间，后平衡舵机摆臂133的中心固定在后平衡舵机14的转轴上，后平衡舵机拉杆134的两端分别活动套接在后导流环转轴131和后平衡舵机摆臂133的端部，后平衡舵机14转动时，通过后平衡舵机拉杆134带动后导流环转轴，进而使后导流环11绕后导流环转轴131转动一定的矢量角度，这样后涵道动力组4产生的气流导向不同方向，进而调节飞行的方向。

进一步地，后涵道旋转座6通过固定在机身1上的后涵道固定座5连接在机身1的尾部，后涵道旋转座6与后涵道固定座5通过活动轴连接。

进一步地，上述固定翼飞机模型还设有后涵道角度控制机构16，后涵道角度控制机构16包括后涵道角度控制伺服机161、伺服机T型杆162、伺服机L型摆臂163、伺服机拉杆164，伺服机L型摆臂163的拐点通过活动轴固定在后涵道角度控制伺服机161的侧壁，伺服机T型杆162和伺服机拉杆164的一端分别与伺服机L型摆臂163的两端通过活动轴连接，伺服机T型杆162的中心杆端与后涵道角度控制伺服机161相连，伺服机拉杆164的另一端通过活动轴与所述涵道旋转座6相连，伺服机T型杆162在后涵道角度控制伺服机161的带动下 进行顺逆时针旋转，进而带动伺服机L型摆臂163绕活动轴转动，伺服机拉杆164相应的动作，实现后涵道旋转座6绕后涵道固定座5转动，已到达后涵道动力组4的角度调节，实现飞行状态切换时后涵道动力组平稳的矢量控制，保证飞行姿势的平稳过渡。

进一步地，该固定翼飞机模型的机身内设有控制模块，该控制模块分别与前涵道动力组3、后涵道动力组4、前平衡舵机10、后平衡舵机14和后涵道角度控制伺服机161相连，该控制模块接收无线信号终端的信号，通过电路控制前涵道动力组3、后涵道动力组4、前平衡舵机10、后平衡舵机14和后涵道角度控制伺服机161。

进一步地，上述固定翼飞机模型还设有前起落架17、后起落架18、水平尾翼19和垂尾20，前起落架17和后起落架18均采用折叠式支撑杆，水平尾翼19通过可拆卸方式安装在机身1的尾部，且分别位于后涵道动力组4的两侧。

以上所描述的仅为本发明的较佳实施例，上述具体实施例不是对本发明的限制。在本发明的技术思想范畴内，可以出现各种变形及修改，凡本领域的普通技术人员根据以上描述所做的润饰、修改或等同替换，均属于本发明所保护的范围。