模型飞机的飞行调整机构的制作方法

本发明涉及一种玩具，尤其涉及一种模型飞机。

背景技术：

模型飞机也称航模，其外型和运动原理均与飞机相似，也是由机身、机翼、尾翼、遥控操纵部件等构成，多作为科研、娱乐、玩具等用品，深受人们的关注和爱好，己经成为一类有一定市场规模的商品。

模型飞机基本结构包括机身、机翼、垂直尾翼和水平尾翼四个部分组件，其中垂直尾翼又包括垂直安定面及相对垂直安定面能摆动的垂直舵(方向舵)，垂直舵铰接在垂直安定面后缘，水平尾翼又包括水平安定面及相对水平安定面摆动的水平舵(升降舵)，水平舵铰接在水平安定面后缘。垂直舵和水平舵属于主飞行操纵系统，分别控制飞机偏航和俯仰。

机翼安装角，即机翼翼弦与机身度量用的基准线(机身中心线)的夹角，即机翼安装到机身时定下的角度,到飞行场地后，我们需要调整它的重心位置或机翼的安装角使得我们的模型飞机飞行时达到最佳状态。目前，这些调整主要是在机翼与机身之间，这类的调整结构普遍存在结构设计复杂，调整不便等不足，需要改进。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是针对上述的技术现状而提供一种通过对水平尾翼安装角度的调整以实现最佳飞行状态的模型飞机的飞行调整机构。

本发明解决上述技术问题所采用的技术方案为：一种模型飞机的飞行调整机构，包括机身、垂直安定面及水平尾翼，前述的垂直安定面设于机身尾端，前述的水平尾翼设于机身尾端或垂直安定面上，其特征在于所述机身尾端或垂直安定面上设有一调整组件，而所述的水平尾翼则设于前述的调整组件上并能实现水平尾翼相对机身的安装角度调整。

调整组件装配结构优选如下设置：所述机身尾端沿着长度方向成型有条形的安装面或安装腔，或者所述垂直安定面平行机身长度方向成型有条形的安装面或安装腔，前述安装面上或安装腔内具有连接用的通孔；所述的调整组件包括连接构件及与安装腔或安装面适配的尾支架，该尾支架上具有安装孔，前述的连接构件贯穿通过尾支架的安装孔和通孔而将尾支架设于安装腔内或安装面上，并且，所述的通孔孔径大于安装孔孔径，或所述通孔为条形孔或弧形孔以使尾支架在安装腔内或安装面上的安装角度能调整；所述水平尾翼能脱卸地设于尾支架的外侧面。

所述的通孔为两个并间隔布置，对应地，所述的安装孔也为两个，所述的连接构件也为两个，并且，至少一个通孔的孔径大于安装孔的孔径，或者至少一个通孔为条形孔或弧形孔。由于其中一个通孔位置较大，固定时可以作安装角度的调整。

作为优选，所述机身的尾端贯穿安装腔或安装面设有一支撑杆，或所述垂直尾翼贯穿安装腔或安装面设有一支撑杆，对应地，所述水平尾翼的翼根部开设有供支撑杆适配的支撑孔，并且，所述的水平尾翼能以支撑杆作为旋转支点进行安装角度的调节并用连接构件固定。

进一步，所述机身的尾端轴向沿着长度方向开设有一U形槽，一嵌装件设置于该U形槽内，该嵌装件上设有所述的调整组件。

水平尾翼与尾支架的脱卸式结构优选如下设置：所述尾支架上具有螺接孔，对应地，所述水平尾翼的翼根部设有一与前述螺接孔适配的螺钉，该螺钉具有一膨大的能供手指驱动的手轮部。

进一步，所述机身的尾端贯穿安装腔设有一定位销，对应地，所述水平尾翼的翼根部开设有供定位销适配的定位孔。

所述尾支架的尾端设有一联动摇臂，该联动摇臂包括转轴部、摆动部及连接部，前述的转轴部能转动地设于尾支架的尾端，前述的摆动部为两块并对称地布置于转轴部两端，每个摆动部的尾部开设有一滑移孔，前述的连接部成型于转轴部的一端，该连接部与机身上的推拉杆连接；所述的水平尾翼包括水平安定面和水平舵，前述的水平安定面与尾支架能脱卸地连接，前述水平舵的根部延伸设置有一与前述摆动部上的滑移孔滑动配合的滑移杆。通过单个联动摇臂的动作就能实现两侧水平舵同步摆动。

联动摇臂与尾支架的转动连接结构优选如下设置：所述尾支架向后伸出及机身尾端或垂直安定面形成卡接部，所述的转轴部卡接于该卡接部上并能转动。进一步，所述的卡接部具有一供转轴部进入的端口，所述尾支架的后端设有一压片，该压片具有供转轴部设置的间隙槽，该间隙槽的开口方向与转轴部的端口错开布置。

与现有技术相比，本发明的优点在于：首先，将从前面机翼与机身中心线的安装角度调整挪到后面水平尾翼与机身的安装角度调整，打破了传统的调整模式，开辟了新的调整方向，其目的均是实现飞机的飞行最佳状态；其次，因被飞行的重心位置所决定，水平尾翼安装角度调整相比机翼与机身的安装角度的调整，具有较为大胆的调整余量，减少模型飞行事故发生、更容易通过简单易行的结构实现，方便调整和飞行；再次、可以实现水平尾翼与机身或垂直尾翼间的快速拆卸，减少运输体积、节约成本；最后，可以避免现状同类航模商品需要自行粘接部件、因操作不当而造成的无法弥补的安装错误。

附图说明

图1为实施例结构示意图。

图2为实施例局部放大分解图。

图3为图2另一视角结构示意图。

图4为去除机身后的放大装配图。

图5为图4中嵌装件的结构示意图。

图6为图4中尾支架的结构示意图。

图7为实施例2尾翼部分俯视图。

图8为实施例2侧视图。

图9为实施例3尾翼部分俯视图。

图10为实施例3侧视图。

具体实施方式

以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。

实施例1，如图1所示，本实施例中的模型飞机包括机身100、机翼101及设于机身100尾端的水平尾翼10和垂直尾翼。垂直尾翼又包括垂直安定面102及相对垂直安定面102能摆动的垂直舵103(方向舵)，垂直舵103铰接在垂直安定面102后缘，水平尾翼10又包括水平安定面104及相对水平安定面104摆动的水平舵105(升降舵)，水平舵105铰接在水平安定面104后缘。垂直舵103和水平舵105属于主飞行操纵系统，分别控制飞机偏航和俯仰。

如图2～图4所示，机身100的尾端轴向沿着长度方向开设有U形槽，嵌装件5设置于该U形槽内并与机身100的U形槽构成一安装腔，调整组件设于安装腔内并与嵌装件5连接，结合图5所示，嵌装件5上成型有供连接用的通孔52和通孔53及供支撑杆贯穿通过的第一插装孔51。

水平尾翼10设于调整组件上并能实现水平尾翼10相对机身100的安装角度调整。当然这里的嵌装件5也可以与机身尾端外表面齐平，这样嵌装件5的外端面就构成了安装面。

水平尾翼10左右对称，以下文字描述针对其中一侧进行描述。

调整组件包括连接构件及与安装腔适配的尾支架1，结合图6所示，尾支架1上具有第二插装孔15、销孔16、安装孔13、安装孔14、螺接孔17，连接构件贯穿通过尾支架1的两个安装孔13、安装孔14，嵌装件5上的通孔52和通孔53而将尾支架1与嵌装件5连接并设于安装腔内。本实施例中的通孔52、通孔53布置在第一插装孔51的前部，销孔16靠近水平尾翼的前缘，且与其中的一个安装孔14共享一个通孔53。本实施例中的连接构件由螺钉2、螺钉2a、螺母31(二对)组成。结合图2所示，定位销62贯穿通过销孔16和通孔53，水平尾翼10的翼根部开设有供定位销62适配的定位孔66，支撑杆61贯穿通过第一插装孔51和第二插装孔15，水平尾翼10的翼根部开设有供支撑杆61适配的支撑孔67。

本实施例中通孔52的孔径大于安装孔13的孔径，通孔53的孔径大于安装孔14与销孔16合并后的孔径，当然通孔53、通孔52也可以是条形孔或弧形孔，目的在于尾支架1能够以支撑杆61为旋转支点，在螺钉固定前可以作正负角度调整从而实现水平尾翼10相对机身100的安装角度调整。

本实施例中在嵌装件5与尾支架1支架增设有外形适配的垫板22，利于横向调整，当然，也可以不采用垫板22。

水平尾翼10能脱卸地设于尾支架1的外侧面，具体地，对应地，水平尾翼10的翼根部设有一与螺接孔17适配的螺钉65，螺钉65具有一膨大的能供手指驱动的手轮部64。

尾支架1的尾端设有一联动摇臂4，该联动摇臂4包括转轴部41、摆动部42及连接部44，转轴部41能转动地设于尾支架1的尾端，摆动部42为两块并对称地布置于转轴部41两端，每个摆动部42的尾部开设有一滑移孔43，连接部44成型于转轴部41的一端，该连接部44与机身100上的推拉杆69连接；水平舵105的根部延伸设置有一与摆动部42上的滑移孔43滑动配合的滑移杆63。联动摇臂4转动能带动整个水平舵105相对水平安定面104摆动。

机身100的另一侧设有一推拉杆68，推拉杆与68垂直舵103的连接并能驱动垂直舵103相对垂直安定面102摆动。

本实施例中的尾支架1向后伸出机身100尾端形成卡接部11，转轴部41卡接于该卡接部11上并能转动。卡接部11具有一供转轴部41进入的端口12，尾支架1的后端设有压片3，该压片3具有供转轴部41设置的间隙槽31，该间隙槽31的开口方向与转轴部41的端口11错开布置。联动摇臂4与尾支架1结合，解决了联动摇臂4安装的问题，而尾支架1起到了一物多用的目的，使得整体结构紧凑。

实施例2，如图7和图8所示，本实施例中调整组件和水平尾翼10设于垂直安定面102的下端部靠近机身尾端的位置，其他结构参考实施例1。水平尾翼10选择设于机身尾端还是垂直安定面上，可以依据机身尾端的断面形状和模型飞机的气动布局要求改变安装面的设置方式，比如直接靠在机身的二侧或设置在垂直安定面上。

实施例3，如图9和图10所示，本实施例中调整组件和水平尾翼10设于垂直安定面102的上端部远离机身尾端的位置，其他结构参考实施例1。