一種飛行器及飛行器的飛翼組件的制作方法
【專利摘要】本實用新型公開了一種飛行器的飛翼組件，用于安裝于所述飛行器的機(jī)身；所述飛翼組件包括：對稱設(shè)置于所述機(jī)身兩側(cè)的兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼；分別一一對應(yīng)地設(shè)置于兩個所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼外側(cè)的兩個外側(cè)機(jī)翼，兩個所述外側(cè)機(jī)翼對稱分布于所述機(jī)身的兩側(cè)；所述外側(cè)機(jī)翼的等效迎角小于與其相對應(yīng)的所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的等效迎角。本實用新型還公開一種飛行器。上述方案能解決目前的飛行器飛行過程中穩(wěn)定性較差的問題。
【專利說明】
一種飛行器及飛行器的飛翼組件
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本實用新型涉及飛行器設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛行器及飛行器的飛翼組件。
【背景技術(shù)】
[0002]目前，為了獲取較大的上升力，越來越多的飛行器采用飛翼設(shè)計，采用飛翼設(shè)計的飛行器的機(jī)身相對較短，機(jī)身長度與飛翼的寬度即翼弦相當(dāng)。此種結(jié)構(gòu)的飛行器由于機(jī)翼較寬，因此具有升力較大的優(yōu)點。
[0003]但是，采用飛翼設(shè)計的飛行器由于沒有傳統(tǒng)飛行器較長的機(jī)身和尾翼，因此，俯仰穩(wěn)定性較差。為了提升飛行器的穩(wěn)定性，需要使用姿勢電腦加上陀螺儀，通過陀螺儀不停地調(diào)整飛行器的姿態(tài)以保持穩(wěn)定。即便如此，目前的飛行器的飛行穩(wěn)定性仍然不佳，在飛行的過程中顛簸、抖動比較大，操控較為困難，這反而影響飛翼設(shè)計的應(yīng)用。
[0004]另外，目前學(xué)員使用的訓(xùn)練機(jī)型一般是上單翼的前拉機(jī)，由于螺旋槳安裝在機(jī)身的前端，學(xué)員操作時如果出現(xiàn)不慎失誤墜落，安裝在機(jī)身前端的螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)，對地面的人和物會造成較大的安全隱患。
【實用新型內(nèi)容】
[0005]本實用新型的目的是提供一種飛行器的飛翼組件，以解決目前的飛行器飛行過程中俯仰穩(wěn)定性較差的問題。
[0006]為了實現(xiàn)上述目的，本實用新型提供如下技術(shù)方案:
[0007]—種飛行器的飛翼組件，用于安裝于所述飛行器的機(jī)身;所述飛翼組件包括:
[0008]對稱設(shè)置于所述機(jī)身兩側(cè)的兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼；
[0009]分別一一對應(yīng)地設(shè)置于兩個所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼外側(cè)的兩個外側(cè)機(jī)翼，兩個所述外側(cè)機(jī)翼對稱分布于所述機(jī)身的兩側(cè);所述外側(cè)機(jī)翼的等效迎角小于與其相對應(yīng)的所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的等效迎角。
[0010]優(yōu)選的，所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼與所述外側(cè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)相同，且所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼與水平面呈第一安裝迎角;所述外側(cè)機(jī)翼與水平面呈第二安裝迎角，所述第二安裝迎角小于所述第一安裝迎角。
[0011]優(yōu)選的，所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼為平凸型翼形，所述外側(cè)機(jī)翼為對稱翼形。
[0012]優(yōu)選的，所述外側(cè)機(jī)翼安裝有副翼，所述副翼的初始安裝角為負(fù)值以使所述外側(cè)機(jī)翼的等效迎角小于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的等效迎角。
[0013]優(yōu)選的，所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼與所述外側(cè)機(jī)翼所形成的機(jī)翼為與所述機(jī)身形成設(shè)定后掠角的后掠翼，以使得所述外側(cè)機(jī)翼的升力中心位于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的升力中心后側(cè)。
[0014]—種飛行器，包括機(jī)身及與所述機(jī)身相連的飛翼組件，所述飛翼組件為如上任一項所述的飛翼組件。
[0015]優(yōu)選的，所述機(jī)身與兩個所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼為一體式結(jié)構(gòu)。
[0016]優(yōu)選的，所述機(jī)身的尾部的底面低于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的底面;所述機(jī)身的尾部的頂面設(shè)置有垂直尾翼;所述飛行器的螺旋槳設(shè)置于所述機(jī)身的尾端;所述螺旋槳的回轉(zhuǎn)半徑小于其回轉(zhuǎn)中心距所述垂直尾翼的頂端的距離;所述螺旋槳的回轉(zhuǎn)半徑小于其回轉(zhuǎn)中心距所述機(jī)身尾部的底面距離。
[0017]優(yōu)選的，所述飛行器為飛機(jī)或飛機(jī)模型。
[0018]在上述技術(shù)方案中，本實用新型提供飛行器的飛翼組件在飛行器平飛的時候，由于內(nèi)側(cè)機(jī)翼比外側(cè)機(jī)翼的等效迎角大，因此內(nèi)側(cè)機(jī)翼具有較大的升力，而外側(cè)機(jī)翼升力較小，內(nèi)側(cè)機(jī)翼起到提供主要升力的作用，而且升力的中心也以內(nèi)側(cè)為主。這個時候內(nèi)側(cè)的升力中心在機(jī)身的重心的稍微前面的地方，使得飛行器平飛，稍微有飛行器抬頭的趨勢。然而當(dāng)飛行器抬頭起來的時候，外側(cè)機(jī)翼等效迎角也會增加，這個時候外側(cè)機(jī)翼的升力增加的較多，而且由于外側(cè)機(jī)翼位于內(nèi)側(cè)機(jī)翼的偏后(靠近機(jī)身的尾端)的地方，離重心有較大力矩，因此形成一個抬起飛行器尾端的力矩，阻止飛行器繼續(xù)抬頭，起到穩(wěn)定飛行器的作用?？梢?，本實用新型提供的飛翼組件能解決目前飛行器飛行過程中俯仰穩(wěn)定性較差的問題。
【附圖說明】
[0019]為了更清楚地說明本申請實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對實施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本實用新型中記載的一些實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
[0020]圖1為本實用新型實施例提供的一種飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0021]圖2是本實用新型實施例提供的飛翼組件中一種內(nèi)側(cè)機(jī)翼與外側(cè)機(jī)翼的具體連接示意圖；
[0022]圖3是本實用新型實施例提供的飛翼組件中另一種內(nèi)側(cè)機(jī)翼與外側(cè)機(jī)翼的具體連接示意圖；
[0023]圖4是本實用新型實施例提供的另一種飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0024]圖5是外側(cè)機(jī)翼安裝有副翼，并使得副翼的初始安裝角為負(fù)值的示意圖。
【具體實施方式】
[0025]為了使本領(lǐng)域的技術(shù)人員更好地理解本實用新型的技術(shù)方案，下面將結(jié)合附圖對本實用新型作進(jìn)一步的詳細(xì)介紹。
[0026]請參考圖1，本實用新型實施例提供一種飛行器的飛翼組件。所提供的飛翼組件包括兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼2和兩個外側(cè)機(jī)翼3。
[0027]其中，兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼2對稱地布置于飛行器的機(jī)身I兩側(cè);兩個外側(cè)機(jī)翼3分別一一對應(yīng)地布置于兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼2外側(cè)。即兩個外側(cè)機(jī)翼3也對稱地布置于機(jī)身I的兩側(cè)。當(dāng)然，采用飛翼技術(shù)，外側(cè)機(jī)翼3與與其相對應(yīng)的內(nèi)側(cè)機(jī)翼2可以形成的整體具有一定的后掠角，即內(nèi)側(cè)機(jī)翼2與外側(cè)機(jī)翼3所形成的機(jī)翼為與機(jī)身I形成設(shè)定后掠角的后掠翼，以使得所述外側(cè)機(jī)翼3的升力中心位于內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的升力中心后側(cè)。
[0028]本實施例中，每個外側(cè)機(jī)翼3的等效迎角小于與其相對應(yīng)的內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的等效迎角。外側(cè)機(jī)翼3的等效迎角小于與其相對應(yīng)的內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的等效迎角，進(jìn)而使得兩者形成迎角差異。在實際的設(shè)計過程中，可以采用多種方式實現(xiàn)上述迎角差異。
[0029]為了讓機(jī)翼更容易獲得升力，機(jī)翼并不是一個平板。飛機(jī)的機(jī)翼參考了鳥類的翅膀，它的橫截面是可以是個弧形或者拱形?，F(xiàn)在已經(jīng)研究公布的翼形有很多種。其中一種常用的平凸型翼形，機(jī)翼下表面是個平面，上表面是個拱形，這樣根據(jù)他的橫截面就形象的稱為平凸翼形，另一種常用翼形是對稱翼形，從機(jī)翼的橫截面看，上半部分和下半部分都是拱形，還是對稱的鏡像，所以叫做對稱翼形。對稱翼形在O迎角不產(chǎn)生升力，而平凸翼形在O迎角仍然可以產(chǎn)生升力，也就是說平凸翼形安裝在O迎角的時候，實際效果是有一個小的正迎角。
[0030]本申請中，內(nèi)側(cè)機(jī)翼2與外側(cè)機(jī)翼3的結(jié)構(gòu)可以相同，內(nèi)側(cè)機(jī)翼2與水平面呈第一安裝迎角；外側(cè)機(jī)翼3與水平面呈第二安裝迎角，所述第二安裝迎角小于所述第一安裝迎角。請參考圖2，在一種【具體實施方式】中，內(nèi)側(cè)機(jī)翼2可以是平凸型翼形21，外側(cè)機(jī)翼3也可以是平凸型翼形31，兩者的底面均為平直面。內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的底面與水平面呈設(shè)定角度(不為零)，外側(cè)機(jī)翼3的底面與水平面平行，此種情況下能形成上文所述的迎角差異。
[0031]當(dāng)然，內(nèi)側(cè)機(jī)翼2與外側(cè)機(jī)翼3的結(jié)構(gòu)也可以不相同，請參考圖3，在另一種【具體實施方式】中，內(nèi)側(cè)機(jī)翼2可以是平凸型翼形22，外側(cè)機(jī)翼3可以是對稱翼形32，外側(cè)機(jī)翼3沿水平面延伸，即對稱翼形32的對稱軸線沿水平面延伸。此種情況下也能形成上文所述的迎角差異。
[0032]另外，如圖5所示，外側(cè)機(jī)翼3的還可以安裝有副翼33，用于調(diào)整飛機(jī)的左右滾轉(zhuǎn)狀態(tài)。副翼33除了可以調(diào)整飛機(jī)的左右滾轉(zhuǎn)狀態(tài)，還可以給副翼33設(shè)置初始安裝角a，初始安裝角a可以設(shè)置成一個負(fù)值，也就是副翼33橫截面的中心線的往前延長線，低于外側(cè)機(jī)翼3橫截面的中心線，從而使得外側(cè)機(jī)翼3和副翼33—起，形成等效迎角變小的效果。從而使得外側(cè)機(jī)翼3的等效迎角，小于內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的等效迎角。
[0033]通過上文的介紹可知，本實施例提供的飛行器的飛翼組件在飛行器平飛的時候，由于內(nèi)側(cè)機(jī)翼2比外側(cè)機(jī)翼3的等效迎角大，因此內(nèi)側(cè)機(jī)翼2具有較大的升力，而外側(cè)機(jī)翼2升力較小，內(nèi)側(cè)機(jī)翼2起到提供主要升力的作用，而且升力的中心也以內(nèi)側(cè)為主。這個時候內(nèi)側(cè)的升力中心在機(jī)身I的重心的稍微前面的地方，使得飛行器平飛，稍微有飛行器抬頭的趨勢。然而當(dāng)飛行器抬頭起來的時候，外側(cè)機(jī)翼3等效迎角也會增加，這個時候外側(cè)機(jī)翼3的升力增加的較多，而且由于外側(cè)機(jī)翼3位于內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的偏后(靠近機(jī)身I的尾端)的地方，離重心有較大力矩，因此形成一個抬起飛行器尾端的力矩，阻止飛行器繼續(xù)抬頭，起到穩(wěn)定飛行器的作用?？梢?，本實用新型提供的飛翼組件能解決目前飛行器飛行過程中俯仰穩(wěn)定性較差的問題。
[0034]如果飛行器受到風(fēng)的干擾，飛行器向下偏轉(zhuǎn)的時候，外側(cè)機(jī)翼3由于等效迎角變小，讓內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的升力有抬起飛行器頭端的趨勢，阻止飛行器繼續(xù)低頭，起到穩(wěn)定飛行器飛行的作用。外側(cè)機(jī)翼3提供了一個抬起后側(cè)的力矩。這樣能提高飛行器的俯仰穩(wěn)定性。
[0035]當(dāng)飛行器抬頭過高，接近失速的時候，由于內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的等效迎角比外側(cè)機(jī)翼3的等效迎角大，因此內(nèi)側(cè)機(jī)翼2先失速，而外側(cè)機(jī)翼3還沒有失速，提供了抬起兩側(cè)的力矩，這樣避免飛行器翻轉(zhuǎn)下墜，也就是避免失速尾旋。因此本實用新型實施例提供的飛行器還具備避免失速尾旋的優(yōu)良穩(wěn)定性能。
[0036]通過上述過程可知，飛行器平飛時，由于外側(cè)機(jī)翼3沒有提供或者提供極小的升力，全機(jī)翼(即內(nèi)側(cè)機(jī)翼2與外側(cè)機(jī)翼3形成的飛翼組件)的總的升力中心主要是落在內(nèi)側(cè)機(jī)翼2的升力中心。而在飛行器抬頭，全機(jī)翼形成一定迎角的時候，外側(cè)機(jī)翼3較快的增加了升力，而且由于力臂比較大，因此外側(cè)機(jī)翼3提供使得飛行器的尾端抬起的力矩，使得全機(jī)翼的總的升力中心向后偏移，使得飛行器重新達(dá)到新的穩(wěn)定平衡。因此這個機(jī)翼設(shè)計實際上達(dá)到了升力中心可以根據(jù)飛行姿態(tài)自動動態(tài)調(diào)整，并且具備收斂的穩(wěn)定性，穩(wěn)定性效果出人意料。
[0037]基于本實用新型實施例提供的飛翼組件，本實用新型還提供一種飛行器，所提供的飛行器可以是飛機(jī)，也可以是飛機(jī)模型。所提供的飛行器包括機(jī)身I和如上文任一項所述的飛翼組件。
[0038]如圖1所示，優(yōu)選的，兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼2與機(jī)身I為一體式結(jié)構(gòu)，在飛行器組裝的過程中，操作工人可以直接在兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼2相對應(yīng)的部位安裝外側(cè)機(jī)翼3。
[0039]請參考圖4，本實用新型實施例還提供一種飛行器。所提供的飛行器中，機(jī)身11的尾部的底面低于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼12的底面;機(jī)身11的尾部的頂面設(shè)置有垂直尾翼13，具體的，垂直尾翼13為并排分布的兩個。
[0040]飛行器的螺旋槳設(shè)置于所述機(jī)身11的尾端;螺旋槳的回轉(zhuǎn)半徑小于其回轉(zhuǎn)中心距垂直尾翼13的頂端的距離;螺旋槳的回轉(zhuǎn)半徑小于其回轉(zhuǎn)中心距機(jī)身11尾部的底面距離。此種結(jié)構(gòu)的飛行器，使得機(jī)身11和垂直尾翼13能對螺旋槳實施全方位的保護(hù)。由于飛行器墜落時絕大部分都是機(jī)身11的頭端先著地，因此螺旋槳設(shè)置于機(jī)身11的尾端能避免螺旋槳先著地所造成的破壞;另外，由于機(jī)身11和垂直尾翼13能為螺旋槳實施全方位的保護(hù)，因此會使得螺旋槳在飛行器墜落后不會打到地面的人或物，能避免人員財產(chǎn)損失?？梢姡緦嵱眯滦蛯嵤├峁┑娘w行器具有較好的安全性。
[0041]本實用新型提供的飛行器充分利用空氣動力學(xué)以及力學(xué)杠桿原理進(jìn)行科學(xué)設(shè)計，構(gòu)思慎密而巧妙，各部位之間配合十分協(xié)調(diào)，使得飛翼組件具備了俯仰穩(wěn)定性和抗失速尾旋的穩(wěn)定性。在實際應(yīng)用中，極大了增加的飛翼型飛行器的穩(wěn)定性，使得飛行器更容易使用，提高了使用價值。用在航模上，穩(wěn)定的飛行讓人感到容易操控，更容易受到操控者的青睞。用在真飛行器(飛機(jī))上，穩(wěn)定的飛行會提高乘客的舒適體驗，讓飛行員更容易駕駛飛行器。本實用新型實施例提供的飛行器具有極大的實際應(yīng)用價值。
[0042]以上只通過說明的方式描述了本實用新型的某些示范性實施例，毋庸置疑，對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員，在不偏離本實用新型的精神和范圍的情況下，可以用各種不同的方式對所描述的實施例進(jìn)行修正。因此，上述附圖和描述在本質(zhì)上是說明性的，不應(yīng)理解為對本實用新型權(quán)利要求保護(hù)范圍的限制。
【主權(quán)項】
1.一種飛行器的飛翼組件，用于安裝于所述飛行器的機(jī)身；其特征在于，所述飛翼組件包括: 對稱設(shè)置于所述機(jī)身兩側(cè)的兩個內(nèi)側(cè)機(jī)翼； 分別一一對應(yīng)地設(shè)置于兩個所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼外側(cè)的兩個外側(cè)機(jī)翼，兩個所述外側(cè)機(jī)翼對稱分布于所述機(jī)身的兩側(cè);所述外側(cè)機(jī)翼的等效迎角小于與其相對應(yīng)的所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的等效迎角。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼組件，其特征在于，所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼與所述外側(cè)機(jī)翼結(jié)構(gòu)相同，且所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼與水平面呈第一安裝迎角;所述外側(cè)機(jī)翼與水平面呈第二安裝迎角，所述第二安裝迎角小于所述第一安裝迎角。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼組件，其特征在于，所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼為平凸型翼形，所述外側(cè)機(jī)翼為對稱翼形。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼組件，其特征在于，所述外側(cè)機(jī)翼安裝有副翼，所述副翼的初始安裝角為負(fù)值以使所述外側(cè)機(jī)翼的等效迎角小于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的等效迎角。5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一所述的飛翼組件，其特征在于，所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼與所述外側(cè)機(jī)翼所形成的機(jī)翼為與所述機(jī)身形成設(shè)定后掠角的后掠翼，以使得所述外側(cè)機(jī)翼的升力中心位于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的升力中心后側(cè)。6.—種飛行器，其特征在于，包括機(jī)身及與所述機(jī)身相連的飛翼組件，所述飛翼組件為權(quán)利要求1-5中任一項所述的飛翼組件。7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)身與兩個所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼為一體式結(jié)構(gòu)。8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器，其特征在于，所述機(jī)身的尾部的底面低于所述內(nèi)側(cè)機(jī)翼的底面;所述機(jī)身的尾部的頂面設(shè)置有垂直尾翼;所述飛行器的螺旋槳設(shè)置于所述機(jī)身的尾端;所述螺旋槳的回轉(zhuǎn)半徑小于其回轉(zhuǎn)中心距所述垂直尾翼的頂端的距離;所述螺旋槳的回轉(zhuǎn)半徑小于其回轉(zhuǎn)中心距所述機(jī)身尾部的底面距離。9.根據(jù)權(quán)利要求6-8中任意一項所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器為飛機(jī)或飛機(jī)模型。
【文檔編號】B64C3/10GK205661648SQ201620523551
【公開日】2016年10月26日
【申請日】2016年6月1日
【發(fā)明人】陳俏鋼
【申請人】深圳市彥亨航?？萍加邢薰?br>