一种滚翼飞行器的制作方法

本实用新型属于飞行器技术领域，具体是涉及一种滚翼飞行器。

背景技术：

目前，市场上的飞行器可分为两类：固定翼飞行器和多旋翼飞行器。固定翼飞行器起飞时需要一段较长的滑行起飞距离。而多旋翼飞行器的巡航时间短。且固定翼飞行器和多旋翼飞行器如果在空中发生故障，二者的机身均会损坏。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于克服上述现有技术中的不足，提供一种滚翼飞行器，其可实现短距离起飞，巡航时间长，该滚翼飞行器即使在空中发生故障，也会保护机身不被损坏。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：一种滚翼飞行器，其特征在于：包括机身和滚翼，所述滚翼安装在所述机身的顶部，所述滚翼包括左段滚翼、右段滚翼和轴杆，所述左段滚翼和右段滚翼对称设置在轴杆的两端，所述左段滚翼和右段滚翼的结构相同且大小相等，所述左段滚翼和右段滚翼均包括依次设置的侧端翼肋支架板、第一升力翼板、中端翼肋支架板、第二升力翼板和固定翼肋支架板，所述第一升力翼板与侧端翼肋支架板和中端翼肋支架板均垂直，所述第一升力翼板的两端分别与侧端翼肋支架板的中部和中端翼肋支架板中部固定连接，所述第二升力翼板与中端翼肋支架板和固定翼肋支架板均垂直，所述第二升力翼板的两端分别与中端翼肋支架板的中部和固定翼肋支架板中部固定连接，所述第一升力翼板与第二升力翼板相互垂直，所述侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板和固定翼肋支架板相互平行，所述轴杆依次穿过侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板和固定翼肋支架板且与侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板和固定翼肋支架板均固定连接，所述轴杆与第一升力翼板和第二升力翼板均固定连接。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述第一升力翼板和第二升力翼板均是结构相同且大小相等的长方形板状结构，所述第一升力翼板与侧端翼肋支架板固定连接的端部、第一升力翼板与中端翼肋支架板固定连接的端部、第二升力翼板与中端翼肋支架板固定连接的端部、第二升力翼板与固定翼肋支架板固定相连的端部均设置有凸起。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板和固定翼肋支架板均为结构相同且大小相等的圆形板状结构，所述侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板和固定翼肋支架板上均开设有连接孔，所述侧端翼肋支架板上的连接孔与对应的第一升力翼板上的凸起紧固配合，所述中端翼肋支架板上的连接孔分别与对应的第一升力翼板上的凸起和对应的第二升力翼板上的凸起紧固配合，所述固定翼肋支架板上的连接孔与对应第二升力翼板上的凸起紧固配合。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板和固定翼肋支架板的中心均开设有供轴杆穿过的圆孔。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述凸起的形状为长方体。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述连接孔为横截面是长方形的空槽。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述机身包括机身主体、碳杆和尾翼，所述碳杆的前端与所述机身主体的后端底部固定连接，所述碳杆的后端与所述尾翼的底部固定连接，所述机身主体包括竖直安定架、减震固定支架板和定位套管，所述竖直安定架为开口向后的v字形板状结构，所述竖直安定架的前部两侧均设置有加强侧板，所述加强侧板和竖直安定架上均开设有供减震固定支架板穿过的空槽，所述减震固定支架板穿过空槽后且两端对称外露于竖直安定架的左右两侧，所述减震固定支架板的端部安装有电动机，所述电动机的输出轴上安装有桨叶；所述竖直安定架的顶部开设有套管定位孔，所述定位套管穿过套管定位孔且与套管定位孔固定连接，所述轴杆穿过定位套管且与定位套管转动连接。

上述的一种滚翼飞行器，其特征在于：所述尾翼包括竖直安定板和水平安定板，所述竖直安定板垂直设置在水平安定板的顶部，所述水平安定板的底部与碳杆的后端固定连接，所述竖直安定板与竖直安定架位于同一平面上。

本实用新型与现有技术相比具有以下优点：

1、本实用新型采用了滚翼结构，随着轴杆在定位套管中转动从而带动滚翼快速转动，使得上翼面的气流流速大于下翼面的气流流速，因此上翼面压强与下翼面的压强相比是非常小的，从而产生的升力也特别大，故而该飞行器只需较短的滑行距离便可起飞。

2、本实用新型的第一升力翼板和第二升力翼板垂直，使得飞行器在飞行过程中，第一升力翼板或第二升力翼板所在的竖直方向与空气阻力的方向垂直，因此滚翼所承受的空气阻力面积只有第一升力翼板或者第二升力翼板的面积，这样飞行器就实现了耗能少，巡航的时间长；除此之外，飞行器空中发生故障坠落时，第一升力翼板或第二升力翼板所在的水平方向与空气阻力方向垂直，这样就使得下坠速度缓慢，从而保护飞行器的机身不被损坏。

下面通过附图和实施例，对本实用新型做进一步的详细描述。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本实用新型进一步说明。

图1为本实用新型的主视图。

图2为本实用新型去除桨叶之后的立体图。

图3为本实用新型第一升力翼板、第二升力翼板的结构示意图。

图4为本实用新型侧端翼肋支架板、中端翼肋支架板、固定翼肋支架板的结构示意图。

图5为本实用新型固定翼肋支架板、竖直安定架和套管的位置关系示意图。

图6为本实用新型竖直安定架的结构示意图。

附图标记说明:

1—竖直安定板；2—水平安定板；3—碳杆；

4—滚翼；5—竖直安定架；6—电动机；

7—桨叶；8—减震固定支架板；9—加强侧板；

10—套管定位孔；11—空槽；12—轴杆；

13—定位套管；4-1—侧端翼肋支架板；4-2—第一升力翼板；

4-3—中段翼肋支架板；4-4—第二升力翼板；4-5—固定翼肋支架板；

4-6—凸起；4-7—连接孔；4-8—圆孔。

具体实施方式

如图1和图2所示，本实用新型包括机身和滚翼4，所述滚翼4安装在所述机身的顶部，所述滚翼4包括左段滚翼、右段滚翼和轴杆12，所述左段滚翼和右段滚翼对称设置在轴杆12的两端，所述左段滚翼和右段滚翼的结构相同且大小相等，所述左段滚翼和右段滚翼均包括依次设置的侧端翼肋支架板4-1、第一升力翼板4-2、中端翼肋支架板4-3、第二升力翼板4-4和固定翼肋支架板4-5，所述第一升力翼板4-2与侧端翼肋支架板4-1和中端翼肋支架板4-3均垂直，所述第一升力翼板4-2的两端分别与侧端翼肋支架板4-1的中部和中端翼肋支架板4-3中部固定连接，所述第二升力翼板4-4与中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5均垂直，所述第二升力翼板4-4的两端分别与中端翼肋支架板4-3的中部和固定翼肋支架板4-5中部固定连接，所述第一升力翼板4-2与第二升力翼板4-4相互垂直，所述侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5相互平行，所述轴杆12依次穿过侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5且与侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5均固定连接，所述轴杆12与第一升力翼板4-2和第二升力翼板4-4均固定连接。

如图2至图4所示，所述第一升力翼板4-2和第二升力翼板4-4均是结构相同且大小相等的长方形板状结构，所述第一升力翼板4-2与侧端翼肋支架板4-1固定连接的端部、第一升力翼板4-2与中端翼肋支架板4-3固定连接的端部、第二升力翼板4-4与中端翼肋支架板4-3固定连接的端部、第二升力翼板4-4与固定翼肋支架板4-5固定相连的端部均设置有凸起4-6。

本实施例中，所述侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5均为结构相同且大小相等的圆形板状结构，所述侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5上均开设有连接孔4-7，所述侧端翼肋支架板4-1上的连接孔4-7与对应的第一升力翼板4-2上的凸起4-6紧固配合，所述中端翼肋支架板4-3上的连接孔4-7分别与对应的第一升力翼板4-2上的凸起4-6和对应的第二升力翼板4-4上的凸起4-6紧固配合，所述固定翼肋支架板4-5上的连接孔4-7与对应的第二升力翼板4-4上的凸起4-6紧固配合。

如图4所示，所述侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5的中心均开设有供轴杆12穿过的圆孔4-8。

如图3所示，所述凸起4-6的形状为长方体。

如图4所示，所述连接孔4-7为横截面是长方形的空槽。

如图1、图5和图6所示，所述机身包括机身主体、碳杆3和尾翼，所述碳杆3的前端与所述机身主体的后端底部固定连接，所述碳杆3的后端与所述尾翼的底部固定连接，所述机身主体包括竖直安定架5、减震固定支架板8和定位套管13，所述竖直安定架5为开口向后的v字形板状结构，所述竖直安定架5的前部两侧均设置有加强侧板9，所述加强侧板9和竖直安定架5上均开设有供减震固定支架板8穿过的空槽14，所述减震固定支架板8穿过空槽14后且两端对称外露于竖直安定架5的左右两侧，所述减震固定支架板8的端部安装有电动机6，所述电动机6的输出轴上安装有桨叶7；所述竖直安定架5的顶部开设有套管定位孔15，所述定位套管13穿过套管定位孔15且与套管定位孔15固定连接，所述轴杆12穿过定位套管13且与定位套管13转动连接。

所述减震固定支架板8的作用是减小电动机6在运行时产生的振动。

如图2所示，所述尾翼包括竖直安定板1和水平安定板2，所述竖直安定板1垂直设置在水平安定板2的顶部，所述水平安定板2的底部与碳杆3的后端固定连接，所述竖直安定板1与竖直安定架5位于同一平面上。

本实用新型的工作原理为：按下遥控器的开关按钮，电动机6带动桨叶7产生向前的引力，使得轴杆12带动滚翼4在定位套管13中开始转动，由于滚翼的第一升力翼板4-2与侧端翼肋支架板4-1和中端翼肋支架板4-3均垂直，第一升力翼板4-2和第二升力翼板4-4相互垂直，那么第一升力翼板4-2和第二升力翼板4-4所在竖直方向交替与空气的阻力的方向平行，因此飞行器在起飞过程中承受的空气阻力面积非常小。而且侧端翼肋支架板4-1、中端翼肋支架板4-3和固定翼肋支架板4-5相互平行，因此这样在起飞过程中承受的空气阻力面积几乎为零，由此受到的空气阻力小，这样飞行器在滚翼4的带动下，飞行速度很大，导致上滚翼面的气流流速大于下滚翼面的气流流速，从而使上滚翼面压强与下滚翼面的压强相比非常小，产生的升力也就大，所以该飞行器只需较短的滑行距离便可起飞。

飞行器起飞后，处于平稳飞行状态时，由于第一升力翼板4-2或第二升力翼板4-4所在的竖直方向与空气阻力的方向垂直，因此滚翼4所承受的空气阻力面积只有第一升力翼板4-1或第二升力翼板4-4的面积，这样飞行器实现了耗能少、巡航时间长；如果飞行器空中发生故障坠落时，第一升力翼板4-2或第二升力翼板4-4所在的水平方向与空气阻力方向垂直，这样就使得下坠速度缓慢，从而保护飞行器的机身不被损坏。

以上所述，仅是本实用新型的较佳实施例，并非对本实用新型作任何限制，凡是根据本实用新型技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变换，均仍属于本实用新型技术方案的保护范围内。