本發(fā)明屬于科技活動飛行器技術(shù)領(lǐng)域，具體來說涉及一種模型式彈射滑翔機。

背景技術(shù)：

模型式彈射滑翔機作為玩具或者初學(xué)航空知識的教具已有很長的歷史。傳統(tǒng)的彈射滑翔機遇到上升氣流不能自動的進入，遇到下降氣流不能自動的離開，不利于飛機留空時間的延長。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種模型式彈射滑翔機，該模型式彈射滑翔機能實現(xiàn)自動進入上升氣流，自動離開下降氣流。

本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案予以實現(xiàn)的。

一種模型式彈射滑翔機，包括：機身以及安裝在所述機身上的機翼和尾翼，所述機翼由機翼中段和2個翼尖組成，2個所述翼尖分別固裝在所述機翼中段的兩端，翼尖上反角為15～25度，其中，位于機翼中段左端的翼尖后緣在豎直方向向上錯位0.8～1mm，位于機翼中段右端的翼尖后緣在豎直方向向下錯位0.8～1mm；所述尾翼由第一尾翼和豎直的第二尾翼組成，所述第一尾翼以所述機身為中心軸以水平面為起點旋轉(zhuǎn)2～3°地安裝在該機身上，所述第二尾翼的下端與所述第一尾翼的上表面固裝，所述第二尾翼的側(cè)面與所述機身固裝。

在上述技術(shù)方案中，所述翼尖上反角為20度。

在上述技術(shù)方案中，所述機翼中段通過卯榫機構(gòu)安裝在所述機身上。

在上述技術(shù)方案中，所述翼尖通過粘接的方式固裝在所述機翼中段的兩端。

在上述技術(shù)方案中，在所述機身的前部形成有用于調(diào)節(jié)模型式彈射滑翔機重心的通孔。

在上述技術(shù)方案中，所述第二尾翼位于所述第一尾翼的中心線的右側(cè)。

在上述技術(shù)方案中，所述第一尾翼的左端位于該第一尾翼的右端的下方。

在上述技術(shù)方案中，所述第一尾翼以所述機身為中心軸以水平面為起點逆時針旋轉(zhuǎn)2～3°地安裝在該機身上。

相比于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的有益效果為：

1、翼尖的錯位安裝使模型式彈射滑翔機垂直上升，上升軌跡穩(wěn)定，爬升高度可以超過30米。

2、第一尾翼產(chǎn)生的升力向左偏，即使飛機的尾部向左偏，飛機的機頭向右偏，實現(xiàn)了飛機的向右盤旋。

3、本發(fā)明中尾翼避免了通過第二尾翼向右偏轉(zhuǎn)來使飛機盤旋，避免了飛機彈射起飛時姿態(tài)混亂難以調(diào)整。

附圖說明

圖1為傳統(tǒng)飛機上反角采用兩段式一折機翼；

圖2為本發(fā)明的機翼的后視圖；

圖3為本發(fā)明的模型式彈射滑翔機的立體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為本發(fā)明的模型式彈射滑翔機的后視圖；

圖5為本發(fā)明的模型式彈射滑翔機中尾翼的剖視圖；

圖6為傳統(tǒng)彈射滑翔機起飛方式；

圖7為本發(fā)明的機翼的前視圖。

其中，1為機翼，1-1為翼尖，1-2為機翼中段，1-3為翼尖后緣，1-4為翼尖前緣，2為機身，3為尾翼，3-1為第二尾翼，3-2為第一尾翼。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖進一步說明本發(fā)明的技術(shù)方案。

如圖1～7所示，包括：機身2以及安裝在機身上的機翼1(機翼水平安裝)和尾翼3，在機身的前部形成有用于調(diào)節(jié)模型式彈射滑翔機重心的通孔(圖中未示出)以及用于彈射的鉤部(圖中未示出)。

傳統(tǒng)飛機上反角采用兩段式一折機翼，如圖1所示，這種機翼組裝精度不容易提高，很容易裝歪，裝配難度大。在本發(fā)明中，機翼采用三段式安裝，機翼由機翼中段1-2和2個翼尖1-1組成，如圖2所示，機翼中段通過卯榫機構(gòu)安裝在機身上，使機翼和機身的連接變得很簡單和精確，手工連接速度只需要20秒；2個翼尖分別通過粘接的方式固裝在機翼中段的兩端，翼尖上反角為20度，采用定角器安裝翼尖上反角，使兩個翼尖上反角誤差小于2～3°，一致性強。

其中，位于機翼中段左端的翼尖(左翼尖)后緣1-3在豎直方向向上錯位0.8～1mm，位于機翼中段右端的翼尖(右翼尖)后緣在豎直方向向下錯位0.8～1mm(后視)，翼尖前緣1-4不錯位安裝，即翼尖前緣對準安裝，如圖7所示。翼尖的錯位安裝的優(yōu)點為：第一，可以使模型式彈射滑翔機發(fā)射時出現(xiàn)逆時針滾轉(zhuǎn)，逆時針滾轉(zhuǎn)使模型式彈射滑翔機在高速飛行時產(chǎn)生陀螺的定軸效應(yīng)，使模型式彈射滑翔機垂直上升，上升軌跡穩(wěn)定，爬升可以超過30米。第二，在遇到上升氣流時，由于左翼尖迎角小，右翼尖迎較大，右翼尖更容易失速，使模型式彈射滑翔機的右翼尖下沉，導(dǎo)致模型式彈射滑翔機以更小的半徑向右盤旋，更容易進入上升氣流。在遇到下降氣流時，左翼尖產(chǎn)生的升力小，右翼尖產(chǎn)生的升力大，使飛機直線飛行，這樣就能從下降氣流中逃脫，增加飛機的留空時間。而傳統(tǒng)的彈射滑翔機遇到上升氣流不能自動的進入，遇到下降氣流不能自動的離開，不利于飛機留空時間的延長。

尾翼由第一尾翼3-2和豎直的第二尾翼3-1組成，第一尾翼以機身為中心軸以水平面為起點逆時針旋轉(zhuǎn)2～3°地固裝在該機身上(以模型式彈射滑翔機后方某一點為觀察點)，即第一尾翼的左端位于該第一尾翼的右端的(斜)下方。第二尾翼位于第一尾翼的中心線的右側(cè)。第二尾翼的下端與第一尾翼的上表面固裝，第二尾翼的左側(cè)面與機身固裝。傳統(tǒng)飛機的盤旋方式一般通過調(diào)整方向舵或者是副翼來使飛機轉(zhuǎn)彎盤旋。這種方式使飛機的飛行控制變得復(fù)雜，彈射時狀態(tài)難以分析。在本發(fā)明中，如圖4～5所示，第一尾翼以機身為中心軸以水平面為起點逆時針旋轉(zhuǎn)2～3°地固裝在機身上的優(yōu)點為：第一、第一尾翼產(chǎn)生的升力向左偏，使飛機的尾部向左偏，飛機的機頭就向右偏，實現(xiàn)了飛機的向右盤旋；第二，避免了通過第二尾翼向右偏轉(zhuǎn)來使飛機盤旋，避免了飛機彈射起飛時姿態(tài)混亂難以調(diào)整。

傳統(tǒng)的彈射滑翔機起飛方式一般采用以下幾種方式：1、機身傾斜水平彈射，盤旋上升的方式，2、重錘拉舵的的方式，如圖6所示，3、可活動彈性升降舵的方式(“小飛龍”彈射模型飛機就是這種方式)。盤旋上升的不足在于高度不容易提高；重錘拉舵的不足在于需要一定重量，不適合小的彈射飛機；可活動彈性升降舵的不足在于彈性不容易控制，需要多次認真的調(diào)試，而且難度很大。在本發(fā)明的模型式彈射滑翔機的彈射方式為：采用左手持彈射棒，右手拿模型式彈射滑翔機(左手在右手的斜上方)，(與地面)大角度(75～85°)彈射方式起飛。本發(fā)明的模型式彈射滑翔機在起飛時幾乎垂直向上，同時逆時針滾轉(zhuǎn)，到最高點變?yōu)樗交?。本發(fā)明的模型式彈射滑翔機采用這種方式起飛可以使飛機直線垂直爬升，幾乎能將橡筋的能量全部用來提高飛機的高度，爬升高度超過30米。高度增加同時也能增加飛機遇到上氣流的機會，飛機又能主動進入上升氣流，兩種優(yōu)勢疊加，飛機的留空時間就能增加更多。

以上對本發(fā)明做了示例性的描述，應(yīng)該說明的是，在不脫離本發(fā)明的核心的情況下，任何簡單的變形、修改或者其他本領(lǐng)域技術(shù)人員能夠不花費創(chuàng)造性勞動的等同替換均落入本發(fā)明的保護范圍。