航模飞机电动涡轮涵道系统的制作方法

本发明涉及一种航模产品，具体地讲涉及一种模型直升机上的航模飞机电动涡轮涵道系统。

背景技术：

当模型直升机在空中处于停悬状态时，有时会受到侧风的吹袭，此时直升机的尾部舵机会产生水平方向偏移的现象，为纠正这种偏移现象，安装于直升机尾部舵机的方位控制系统会送出控制信号至尾部舵机，以相反的方向抵制尾部舵机的偏移。当尾部舵机停止偏移时，方位控制系统的控制信号也随之消失。若侧风持续地吹袭直升机时，会造成尾部舵机不断地偏移，此时方位控制系统会一直抵制尾部舵机的偏移，直到尾部舵机移动至下风处，这就是风标效应，从而导致尾部舵机产生偏移现象，而无法保持原来的位置；其次，传统方位控制系统只有当直升机的尾部舵机移动时，才会送出控制信号至尾部舵机舵机，当尾部舵机停止移动时，控制信号也随之归零，从而导致方位控制系统无法及时控制尾部舵机舵机；另外，传统的方位控制系统体积较大，重量较重，会消耗直升机飞行时的能量，从而减少了直升机的飞行时间。

因此，为了克服传统方位控制系统的种种缺陷，亟待提供一种控制灵活、机动性能高，且体积瘦小、重量轻的航模飞机电动涡轮涵道系统。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种控制灵活、机动性能高，且体积瘦小、重量轻的航模飞机电动涡轮涵道系统。

本发明提供了一种航模飞机电动涡轮涵道系统，其由一具有操控板的骨架及内置于其中的集成电路板组成，面板上设有工作模式显示器及多个模式切换按钮，功能键包括转向角度矢量控制装置、工作状态调节旋钮、正向和方向旋转控制按钮和感应器误差大小调整按钮，各功能键与集成电路板电连接。

该航模飞机电动涡轮涵道系统还进一步包括由集成电路板引出的尾部舵机控制串行接口和尾部舵机控制接口。

模型直升机上进一步设有接收遥控器控制信号的接收装置和尾部舵机，接收装置上设有尾部舵机频道，所述尾部舵机控制接口与接收装置的尾部舵机频道电连接；所述尾部舵机机控制串行接口与尾部舵机电连接。该航模飞机电动涡轮涵道系统通过螺栓或电焊或通过螺钉铆合的方式安装到模型直升机上，该航模飞机电动涡轮涵道系统的安装底部与模型直升机的主轴垂直。

模型直升机上还进一步设有电机，且该航模飞机电动涡轮涵道系统与马达的距离不小于15cm。

与现有技术相比较，本发明的航模飞机电动涡轮涵道系统有如下优点：

（1）体积瘦小，重量较轻，且可以有效降低飞行能耗，延长续航时间；

（2）感应器与控制器结合为一体，通过AVCS工作状态调节旋钮可切换选择舵机的操作模式，当处于锁定模式时，航模飞机电动涡轮涵道系统会自动修正尾部舵机，当处于一般模式时，可以通过手动控制遥控器的方式，调整尾部舵机连杆长度，使得模型直升机在停悬时尾部舵机不会产生任何的偏移；

（3）可调节航模飞机电动涡轮涵道系统的灵敏度，航模飞机电动涡轮涵道系统的灵敏度与尾部舵机和主机翼的转速成正比例关系，可以通过调节航模飞机电动涡轮涵道系统的灵敏度，以控制尾部舵机和主机翼的转速。

为使本发明更加容易理解，下面将结合附图进一步阐述本发明一种航模飞机电动涡轮涵道系统的具体实施例。

附图说明

图1是本发明航模飞机电动涡轮涵道系统的操作面结构示意图；

图2是本发明航模飞机电动涡轮涵道系统与尾部舵机及接收装置电性连接的意图。

具体实施方式

本发明所示的航模飞机电动涡轮涵道系统，采用转向角度矢量控制装置，专为模具升机所设计，将感应器和控制器结合在一起，由于航模飞机电动涡轮涵道系统的作用在于调整舵机，主要是尾部舵机的偏移，辅助调整模具飞机的转向，使其飞行操纵更加精确。

如图1和图2所示，航模飞机电动涡轮涵道系统由一具有操控板100的骨架及内置于其中的集成电路板（图未示）组成，操控板100上的功能键分别与集成电路板上的相应的功能模块电连接，集成电路板电连接尾部舵机和接收装置，其中，接收装置将遥控器的电信号发送至航模飞机电动涡轮涵道系统，航模飞机电动涡轮涵道系统再发出控制信号至尾部舵机，调整尾部舵机的偏移。

航模飞机电动涡轮涵道系统的面板上设有工作模式显示器10和若干个功能键，其中，功能键包括工作状态调节旋钮11、正向和方向旋转控制按钮12和感应器误差大小调整按钮13，内置于骨架中的集成电路板还通过线缆连接尾部舵机控制接口14和尾部舵机机控制串行接口15。工作模式显示器10设于面板中部的上方，工作状态调节旋钮11位于工作模式显示器10的下方，正向和方向旋转控制按钮12位于AVCS工作状态调节旋钮11的下方，面板的中间靠上位置设有感应器误差大小调整按钮13。各功能键与集成电路板上的对应的功能模块电连接，通过操纵面板上的各功能键，实现航模飞机电动涡轮涵道系统的各种功能调节。

工作模式显示器10一般为LED灯，用于显示该航模飞机电动涡轮涵道系统的工作状态。当其快速闪烁时，表示开启电源后，航模飞机电动涡轮涵道系统正在进行资料初始化的程序；当其恒亮时，表示航模飞机电动涡轮涵道系统初始化已经完成，位于锁定模式；当其熄灭时，表示电源已关闭或航模飞机电动涡轮涵道系统位于一般模式；当其慢速闪烁时，表示航模飞机电动涡轮涵道系统没有接收到由遥控器所送出的尾部舵机控制信号，此时尾部舵机舵机无法操作；闪烁两次表示在锁定模式时，目前接收到的尾部舵机控制信号与储存在航模飞机电动涡轮涵道系统的中立点信号不同，在以下情况皆会出现此灯闪烁两次：a）正在拨动尾部舵机摇杆；b）尾部舵机的中心点已经偏移，必须重新设定中心点。

工作状态调节旋钮11，通过切换AVCS工作状态调节旋钮，选择航模飞机电动涡轮涵道系统的操作模式：锁定模式或一般模式，以配合模型直升机的各种状况进行相适应的调试，大大地增加了实用性。如果选定锁定模式，航模飞机电动涡轮涵道系统会自动修正尾部舵机，使直升机的尾部舵机不会产生任何偏移，但是无法检查尾部舵机连杆的长度是否正确；一般在首次飞行或重新安装尾部舵机连杆时，采用一般模式进行测试，以调整尾部舵机连杆长度，使模型直升机在停悬状态时，尾部舵机不会产生任何偏移。若尾部舵机仅有些微的偏移，则可使用尾部舵机微调进行调整。一般建议，初调试时采用一般模式；飞行状态时采用锁定模式。

正向和方向旋转控制按钮12用于切换航模飞机电动涡轮涵道系统的控制方向，使用者可依据航模直升机的主机翼旋转方向及尾部舵机连杆的方向做正确的切换。

感应器误差大小调整按钮13用于调整航模飞机电动涡轮涵道系统的感应灵敏度，顺时针转动旋钮，增加感应灵敏度，逆时针转动旋钮降低感应灵敏度，航模飞机电动涡轮涵道系统的感应灵敏度大小会因尾部舵机与模型直升机的不同而有所差异。

尾部舵机控制接口14，由航模飞机电动涡轮涵道系统的集成电路板引出，并与模型直升机的接收装置的尾部舵机频道电连接。

模型直升机上进一步设置有尾部舵机2，尾部舵机机控制串行接口15，由航模飞机电动涡轮涵道系统的集成电路板引出，并与模型直升机的尾部舵机舵机2电连接，用于控制尾部舵机的方向和微调。

航模飞机电动涡轮涵道系统可以粘贴或焊接或通过螺钉铆合的方式安装到模型直升机上，且该航模飞机电动涡轮涵道系统的底部必须与直升机的主轴垂直，否则会影响左右侧滚及前后滚翻的方向；将该航模飞机电动涡轮涵道系统安装到电动模型直升机上时，该航模飞机电动涡轮涵道系统与模型直升机的电机之间的间距必须等于或大于15cm，以避免与电机产生干扰。

当模型直升机的尾部舵机受到侧风吹袭而产生偏移的现象时，航模飞机电动涡轮涵道系统会抵制尾部舵机的偏移，同时航模飞机电动涡轮涵道系统会计算出偏移的角度，并持续送出控制信号以抵抗侧风，因此即使侧风不停地吹袭直升机时，尾部舵机依然不会产生偏移。换言之，航模飞机电动涡轮涵道系统会自动修正因侧风所引起的尾部舵机偏移。通过模式的切换，选择与模型直升机状态相适应的调整模式。逐渐增加航模飞机电动涡轮涵道系统的灵敏度，进而增加延迟的时间，即可消除追踪现象。另外，该航模飞机电动涡轮涵道系统体积小巧，重量较轻，便于安装到直升机上，且可以有效降低飞行能耗，延长飞行时间。

以上所揭露的仅为本发明一种适用航空飞行器方位控制器的较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明申请专利范围所作的等同变化，仍属本发明所涵盖的范围。