本發(fā)明創(chuàng)造屬于飛行器技術(shù)領(lǐng)域，尤其是涉及一種伸縮翼飛行器。

背景技術(shù)：

目前，公知的固定翼飛行器，包括無人機和航空模型，大部分采用的是傳統(tǒng)布局，即機翼、機身加后置尾翼的布局，其中機翼與尾翼都是有60％以上面積為固定面積，20％-40％為可轉(zhuǎn)動的操作面。但是，作為小型飛行器來說，舵面的安裝，機翼面積的定量化使他們的使用范圍大大縮小，舵面的大小決定了全機的機動性，機翼的面積及展弦比大大影響了飛機的續(xù)航能力，同時也對滾轉(zhuǎn)阻尼有很大影響。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

有鑒于此，本發(fā)明創(chuàng)造旨在提出一種伸縮翼飛行器，解決了運動機構(gòu)過于沉重，伸縮過程中易發(fā)生抖顫等問題。

為達到上述目的，本發(fā)明創(chuàng)造的技術(shù)方案是這樣實現(xiàn)的：

一種伸縮翼飛行器，包括機身、機身兩側(cè)的機翼、以及機身后部的尾翼；所述機翼包括固定在機身上的大翼、以及通過伸縮機構(gòu)安裝在大翼上的小翼；所述伸縮機構(gòu)包括齒輪齒條傳動機構(gòu)，以及驅(qū)動齒輪齒條傳動機構(gòu)動作、使小翼相對大翼伸縮運動的電動伺服舵機；每一所述大翼上都設(shè)有一套動力系統(tǒng)，該動力系統(tǒng)包括螺旋槳以及驅(qū)動螺旋槳轉(zhuǎn)動的無刷電機。

進一步，所述尾翼整體呈V型結(jié)構(gòu)，包括左側(cè)尾翼板和右側(cè)尾翼板，二者相對機身所在水平面的夾角為28°。

進一步，兩套所述動力系統(tǒng)中的所述螺旋槳旋向相反。

進一步，所述大翼包括框架以及框架外側(cè)的蒙皮；所述框架包括輕木膠合板框體及其上設(shè)置的碳纖維桿體。

進一步，所述蒙皮采用PE膜。

進一步，所述尾翼位于所述機身的正后方。

進一步，所述電動伺服舵機安裝在靠近所述大翼自由端的位置。

進一步，所述小翼伸出時，其伸出所述大翼的最大長度占所述機翼總長的3/8。

相對于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明創(chuàng)造具有以下優(yōu)勢：

本發(fā)明創(chuàng)造中，伸縮機構(gòu)由伺服舵機驅(qū)動，齒輪齒條高效率傳動，結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高、重量輕?？梢栽谄痫w及長時間巡航時展開機翼增大升力面積減小全機載荷，還可以在高速和低空通場時收起機翼提高滾轉(zhuǎn)機動性及全機阻力。多翼緣的全蒙板結(jié)構(gòu)有效解決了無腹板大梁不抗扭載荷小等問題。上述機翼有著很高的剛性，對伸縮震顫有很好的抵消作用。

附圖說明

構(gòu)成本發(fā)明創(chuàng)造的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明創(chuàng)造的進一步理解，本發(fā)明創(chuàng)造的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明創(chuàng)造，并不構(gòu)成對本發(fā)明創(chuàng)造的不當限定。在附圖中：

圖1為本發(fā)明創(chuàng)造的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明創(chuàng)造中尾翼的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明創(chuàng)造中機翼部位的結(jié)構(gòu)示意圖。

附圖標記說明：

1-機身；2-機翼；3-尾翼；4-右側(cè)尾翼板；5-大翼；6-小翼；7-齒輪齒條傳動機構(gòu)；8-電動伺服舵機；9-螺旋槳；10-左側(cè)尾翼板。

具體實施方式

需要說明的是，在不沖突的情況下，本發(fā)明創(chuàng)造中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。

在本發(fā)明創(chuàng)造的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明創(chuàng)造和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明創(chuàng)造的限制。此外，術(shù)語“第一”、“第二”等僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性或者隱含指明所指示的技術(shù)特征的數(shù)量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隱含地包括一個或者更多個該特征。在本發(fā)明創(chuàng)造的描述中，除非另有說明，“多個”的含義是兩個或兩個以上。

在本發(fā)明創(chuàng)造的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規(guī)定和限定，術(shù)語“安裝”、“相連”、“連接”應(yīng)做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內(nèi)部的連通。對于本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員而言，可以通過具體情況理解上述術(shù)語在本發(fā)明創(chuàng)造中的具體含義。

下面將參考附圖并結(jié)合實施例來詳細說明本發(fā)明創(chuàng)造。

一種伸縮翼飛行器，如圖1至圖3所示，包括機身1、機身1兩側(cè)的機翼2、以及機身1后部的尾翼3；所述機翼2包括固定在機身1上的大翼5、以及通過伸縮機構(gòu)安裝在大翼5上的小翼6；所述伸縮機構(gòu)包括齒輪齒條傳動機構(gòu)7，以及驅(qū)動齒輪齒條傳動機構(gòu)7動作、使小翼6相對大翼5伸縮運動的電動伺服舵機8；每一所述大翼5上都設(shè)有一套動力系統(tǒng)，該動力系統(tǒng)包括螺旋槳9以及驅(qū)動螺旋槳轉(zhuǎn)動的無刷電機。采用的電動伺服舵機8具有高可靠性、低重量的特點，并且能夠輸出合適的扭矩。伺服舵機安裝在螺旋槳后方，對氣動結(jié)構(gòu)影響較小，同時該位置也方便傳動。本伸縮翼飛行器所有的結(jié)構(gòu)件之間，都可以使用502膠水(α－氰基丙烯酸乙酯)粘接。

上述尾翼3整體呈V型結(jié)構(gòu)，包括左側(cè)尾翼板10和右側(cè)尾翼板4，二者相對機身1所在水平面的夾角為28°。使用大V尾布局，尾翼位于螺旋槳正后方，具有極高的效率，可以在副翼舵效不足時補充舵效，提高機動性，同時具有較小的阻力。

采用V尾布局，機翼部位沒有副翼結(jié)構(gòu)，在飛機需偏航時，兩個布置在機翼兩邊的電機差速轉(zhuǎn)動，兩邊產(chǎn)生推力差：飛機產(chǎn)生偏航。飛機滾轉(zhuǎn)：大V尾可以產(chǎn)生很強的滾轉(zhuǎn)力矩，可以代替副翼的效果。既減輕了飛行器的重量，簡化了結(jié)構(gòu)，降低了飛行阻力，而又提高了飛行的穩(wěn)定性。

以上兩套所述動力系統(tǒng)中的所述螺旋槳旋向相反。單只螺旋槳本身旋轉(zhuǎn)時會產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，例如順時針旋轉(zhuǎn)的螺旋槳，會給整個飛行器帶來逆時針的扭矩，而分布在機翼兩端的螺旋槳帶來的兩個方向的扭矩會相互抵消，從而加強飛機的穩(wěn)定性。采用雙動力系統(tǒng)，有效保證了高機動性時的大動力要求，另外，也減小螺旋槳的反扭矩對飛行器帶來的不利影響。

上述大翼5包括框架以及框架外側(cè)的蒙皮；所述框架包括輕木膠合板框體及其上設(shè)置的碳纖維桿體。具體的，輕木膠合板框體可以看做是外殼，碳纖維桿體分布在輕木膠合板框體上，作為骨架，保證大翼5的結(jié)構(gòu)強度。上述蒙皮采用PE膜，經(jīng)久耐用。

多翼緣的全蒙板結(jié)構(gòu)有效解決了無腹板大梁不抗扭載荷小等問題。上述機翼有著很高的剛性，對伸縮震顫有很好的抵消作用。碳纖維桿體可以作為衍條鑲嵌在整個機翼中大大增強了機翼的強度與剛度。

上述尾翼3位于所述機身1的正后方，具體的，兩螺旋槳9是以機身1為中心對稱布置的，尾翼3處于機身的最后方，也就是處于兩螺旋槳連線中點的正后方。

上述電動伺服舵機安裝在靠近所述大翼自由端的位置。當電動伺服舵機正反向轉(zhuǎn)動時，齒條帶動伸縮小翼伸出或收入。

考慮到整體結(jié)構(gòu)強度，以及伸出和收縮時候的穩(wěn)定性，上述小翼能夠伸出的最大長度，可以為小翼伸出時，其占所述機翼總長的3/8。

本發(fā)明創(chuàng)造中，伸縮機構(gòu)由伺服舵機驅(qū)動，齒輪齒條高效率傳動，結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高、重量輕?？梢栽谄痫w及長時間巡航時展開機翼增大升力面積減小全機載荷，還可以在高速和低空通場時收起機翼提高滾轉(zhuǎn)機動性及全機阻力。

以上所述僅為本發(fā)明創(chuàng)造的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明創(chuàng)造，凡在本發(fā)明創(chuàng)造的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明創(chuàng)造的保護范圍之內(nèi)。