CN107161324A - 旋翼机尾翼总成结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种旋翼机尾翼总成结构，涉及旋翼机技术领域，解决了现有旋翼机方向舵的摆动不够精准，直接影响到旋翼机飞行的安全性和可靠性的技术问题。旋翼机尾翼总成结构包括方向舵，所述方向舵连接有摆动仪，所述摆动仪能控制方向舵的摆动方向；所述摆动仪包括踏板、拉线、踏板传动机构和尾翼传动机构，所述踏板通过所述踏板传动机构与所述拉线的前端传动连接，所述拉线的后端通过尾翼传动机构与所述方向舵传动连接。用摆动仪来精准快捷地控制方向舵向左或向右摆动，方向舵的摆动实现了旋翼机机身的转弯；需要转弯时，用脚踩踏踏板，踏板带动拉线运动，拉线能更方便直接地控制方向舵，反应迅速，操控灵活。

Description

旋翼机尾翼总成结构
技术领域
本发明涉及旋翼机技术领域，尤其是涉及一种旋翼机尾翼总成结构。
背景技术
旋翼机是一种利用前飞时的相对气流吹动旋翼自转以产生升力的旋翼航空器。它的前进力由发动机带动螺旋桨直接提供。是一种介于直升机和飞机之间的飞行器，装有旋翼和固定翼面。具有起降距离短、能作低速低空飞行、简单轻巧、便于隐蔽等特点，但不能垂直起降、不能悬停。可用于空中摄影、武器发射、战地侦察等。
旋翼机和直升机从外形上简直一模一样，而实质上旋翼机和直升机却是两种完全不同的飞行器。
旋翼机实际上是一种介于直升机和飞机之间的飞行器，它除去旋翼外，还带有一副垂直放置的螺旋桨以提供前进的动力，一般也装有较小的机翼在飞行中提供部分升力。旋翼机与直升机的最大区别是，旋翼机的旋翼不与发动机传动***相连，发动机不是以驱动旋翼为旋翼机提供升力，而是在旋翼机飞行的过程中，由前方气流吹动旋翼旋转产生升力，象一只风车，旋翼***仅在起动时由自身动力驱动，称之为预旋(prerotate)，起飞之后靠空气作用力驱动；而直升机的旋翼与发动机传动***相连，既能产生升力，又能提供飞行的动力，象一台电风扇。由于旋翼为自转式，传递到机身上的扭矩很小，因此旋翼机无需像单旋翼直升机那样的尾桨，但是一般装有尾翼，以控制飞行。
在飞行中，旋翼机同直升机最明显的分别为直升机的旋翼面向前倾斜，而旋翼机的旋翼则是向后倾斜的。
垂直尾翼简称垂尾，也叫做立尾,安装在机身后部，其功能与水平尾翼类似,也是用来保持飞机在飞行中的稳定性和控制飞机的飞行姿态。不同的是垂直尾翼是使飞机在左右(偏航)方向具有一定的静稳定性,并控制飞机在左右(偏航)方向的运动。同水平尾翼一样，垂直尾翼由固定的垂直安定面和可偏转的方向舵组成。
方向舵是垂直尾翼中可操纵的翼面部分，其作用是对飞机进行偏航操纵。上面所说的情况是假设飞机作***,而没有飞行员操纵。当我们需要控制飞机的航向时，飞行员就可以操纵垂直尾翼中的方向舵达到偏航的目的。方向舵的操纵原理与升降舵类似，当飞机需要左转飞行时，驾驶员就会操纵方向舵向左偏转，此时方向舵所受到的气动力就会产生一个使机头向左偏转的力矩，飞机的航向也随之改变。同样，如果驾驶员操纵方向舵向右偏转，飞机的机头就会在气动力矩的作用下向右转。
而现有技术方向舵的摆动不够精准，直接影响到旋翼机飞行的安全性和可靠性。
发明内容
本发明的目的在于提供一种旋翼机尾翼总成结构，以解决现有旋翼机方向舵的摆动不够精准，直接影响到旋翼机飞行的安全性和可靠性的技术问题。
为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：
本发明提供的一种旋翼机尾翼总成结构，包括方向舵，所述方向舵连接有摆动仪，所述摆动仪能控制方向舵的摆动方向；所述摆动仪包括踏板、拉线、踏板传动机构和尾翼传动机构，所述踏板通过所述踏板传动机构与所述拉线的前端传动连接，所述拉线的后端通过尾翼传动机构与所述方向舵传动连接。
用摆动仪来精准快捷地控制方向舵向左或向右摆动，方向舵的摆动实现了旋翼机机身的转弯；需要转弯时，用脚踩踏踏板，踏板带动拉线运动，拉线能更方便直接地控制方向舵，反应迅速，操控灵活。
进一步地，所述拉线的数量为两个，一个所述拉线位于机身主梁的左侧，另一个所述拉线位于机身主梁的右侧。
机身主梁的左侧和右侧各设置一个拉线，分别控制方向舵向左摆动和向右摆动，分工明确。
进一步地，所述踏板由左踏板和右踏板组成，所述左踏板与位于机身主梁左侧的所述拉线连接，所述右踏板与位于机身主梁右侧的所述拉线连接。
左脚控制左踏板使旋翼机实现左转弯，右脚控制右踏板使旋翼机实现右转弯，这样符合人的反应模式，在紧急情况下不会出现踩错脚踏板，转错弯的危险状况，安全性高。
进一步地，所述方向舵与旋翼机桅杆之间设置有滑跷，所述滑跷能够撑托所述方向舵。
滑跷支撑托起方向舵，使方向舵能够沿所述滑跷向左或向右摆动，与直接与桅杆连接相比转动更加灵活。
进一步地，所述方向舵的两侧设置有稳定舵，两个所述稳定舵以所述方向舵的垂直平分面为对称面相向设置。
为了梳理旋翼机尾部的气流，保证飞机的稳定运行，在方向舵的两侧对称设置稳定舵来实现。
进一步地，所述方向舵的高度高于所述稳定舵，两个稳定舵和一个方向舵构成了山字形尾翼。
山字形尾翼，气体流场才更有利于方向舵对旋翼机转向的操控，操作灵敏度高。
进一步地，所述方向舵上设置有修正片，所述修正片用于配重。
为了保证旋翼机的起降，保证重量平衡，旋翼机在生产好后需要进行配重来满足飞行条件。
进一步地，所述修正片设置在所述方向舵的左侧。
进一步地，所述踏板采用方钢制造而成。
采用方钢，保证强度和刚度的同时，重量轻。
进一步地，所述拉线穿过机身主梁的内侧。
靠近踏板一侧的拉线从机身主梁上的孔穿入机身主梁内侧的空腔，一直尾部延伸至方向舵附近，再从远离踏板一侧的机身主梁上的孔穿出。能够很好地保护拉线，而且外观整洁。
用摆动仪来精准快捷地控制方向舵向左或向右摆动，方向舵的摆动实现了旋翼机机身的转弯；需要转弯时，用脚踩踏踏板，踏板带动拉线运动，拉线能更方便直接地控制方向舵，反应迅速，操控灵活。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明旋翼机尾翼总成结构的踏板和拉线的连接结构示意图；
图2是发明旋翼机尾翼总成结构的山字形尾翼和拉线的连接结构仰视示意图；
图中1-方向舵；21-左踏板；22-右踏板；3-拉线；4-踏板传动机构；5-尾翼传动机构；6-机身主梁；7-桅杆；8-滑跷；9-稳定舵。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。
如图1和图2所示，本发明提供了一种旋翼机尾翼总成结构，包括方向舵1，所述方向舵1连接有摆动仪，所述摆动仪能控制方向舵1的摆动方向；所述摆动仪包括踏板、拉线3、踏板传动机构和尾翼传动机构5，所述踏板通过所述踏板传动机构与所述拉线3的前端传动连接，所述拉线3的后端通过尾翼传动机构5与所述方向舵1传动连接。
用摆动仪来精准快捷地控制方向舵1向左或向右摆动，方向舵1的摆动实现了旋翼机机身的转弯；需要转弯时，用脚踩踏踏板，踏板带动拉线3运动，拉线3能更方便直接地控制方向舵1，反应迅速，操控灵活。
作为本实施方式的改进，所述拉线3的数量为两个，一个所述拉线3位于机身主梁6的左侧，另一个所述拉线3位于机身主梁6的右侧。
机身主梁6的左侧和右侧各设置一个拉线3，分别控制方向舵1向左摆动和向右摆动，分工明确。
作为本实施方式的改进，所述踏板由左踏板21和右踏板22组成，所述左踏板21与位于机身主梁6左侧的所述拉线3连接，所述右踏板22与位于机身主梁6右侧的所述拉线3连接。
左脚控制左踏板21使旋翼机实现左转弯，右脚控制右踏板22使旋翼机实现右转弯，这样符合人的反应模式，在紧急情况下不会出现踩错脚踏板，转错弯的危险状况，安全性高。
作为本实施方式的改进，所述方向舵1与旋翼机桅杆7之间设置有滑跷8，所述滑跷8能够撑托所述方向舵1。
滑跷8支撑托起方向舵1，使方向舵1能够沿所述滑跷8向左或向右摆动，与直接与桅杆7连接相比转动更加灵活。
作为本实施方式的改进，所述方向舵1的两侧设置有稳定舵9，两个所述稳定舵9以所述方向舵1的垂直平分面为对称面相向设置。
为了梳理旋翼机尾部的气流，保证飞机的稳定运行，在方向舵1的两侧对称设置稳定舵9来实现。
作为本实施方式的改进，所述方向舵1的高度高于所述稳定舵9，两个稳定舵9和一个方向舵1构成了山字形尾翼。
山字形尾翼，气体流场才更有利于方向舵1对旋翼机转向的操控，操作灵敏度高。
作为本实施方式的改进，所述方向舵1上设置有修正片，所述修正片用于配重。
为了保证旋翼机的起降，保证重量平衡，旋翼机在生产好后需要进行配重来满足飞行条件。
作为本实施方式的改进，所述修正片设置在所述方向舵1的左侧。
作为本实施方式的改进，所述踏板采用方钢制造而成。
采用方钢，保证强度和刚度的同时，重量轻。
作为本实施方式的改进，所述拉线3穿过机身主梁6的内侧。
靠近踏板一侧的拉线3从机身主梁6上的孔穿入机身主梁6内侧的空腔，一直尾部延伸至方向舵1附近，再从远离踏板一侧的机身主梁6上的孔穿出。能够很好地保护拉线3，而且外观整洁。
用摆动仪来精准快捷地控制方向舵1向左或向右摆动，方向舵1的摆动实现了旋翼机机身的转弯；需要转弯时，用脚踩踏踏板，踏板带动拉线3运动，拉线3能更方便直接地控制方向舵1，反应迅速，操控灵活。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，包括方向舵(1)，所述方向舵(1)连接有摆动仪，所述摆动仪能控制所述方向舵(1)的摆动方向；所述摆动仪包括踏板(2)、拉线(3)、踏板传动机构(4)和尾翼传动机构(5)，所述踏板(2)通过所述踏板传动机构(4)与所述拉线(3)的前端传动连接，所述拉线(3)的后端通过所述尾翼传动机构(5)与所述方向舵(1)传动连接。
2.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述拉线(3)的数量为两个，一个所述拉线(3)位于机身主梁(6)的左侧，另一个所述拉线(3)位于机身主梁(6)的右侧。
3.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述踏板(2)由左踏板(21)和右踏板(22)组成，所述左踏板(21)与位于机身主梁(6)左侧的所述拉线(3)连接，所述右踏板(22)与位于机身主梁(6)右侧的所述拉线(3)连接。
4.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述方向舵(1)与旋翼机桅杆(7)之间设置有滑跷(8)，所述滑跷(8)能够撑托所述方向舵(1)。
5.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述方向舵(1)的两侧设置有稳定舵(9)，两个所述稳定舵(9)以所述方向舵(1)的垂直平分面为对称面相向设置。
6.根据权利要求5所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述方向舵(1)的高度高于所述稳定舵(9)，两个所述稳定舵(9)和一个所述方向舵(1)构成了山字形尾翼。
7.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述方向舵(1)上设置有修正片，所述修正片用于配重。
8.根据权利要求7所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述修正片设置在所述方向舵(1)的左侧。
9.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述踏板(2)采用方钢制造而成。
10.根据权利要求1所述的旋翼机尾翼总成结构，其特征在于，所述拉线(3)穿过机身主梁(6)的内侧。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080179450A1 (en) * 2004-11-19 2008-07-31 Stepan Grigoryevich Jamgarov Lifting-Type Aeroplane Fuselage
CN102285452A (zh) * 2010-06-21 2011-12-21 聂国安 环翼机(环形固定翼飞行器)
RU119324U1 (ru) * 2012-04-27 2012-08-20 Валерий Александрович Белов Автожир-амфибия
US20130126666A1 (en) * 2008-07-28 2013-05-23 MARTIN CHRIST GEFRIERTROCKNUGSANLAGEN GmbH Combined air, water and road vehicle
CN203916079U (zh) * 2014-05-20 2014-11-05 汕头市博迪科技有限公司 兼具直升机功能的固定翼飞机玩具
CN204166725U (zh) * 2014-10-10 2015-02-18 西京学院 一种简易飞机传动***的模拟装置
CN105438466A (zh) * 2015-12-07 2016-03-30 上海奥科赛飞机有限公司 一种人力驱动固定翼飞机
CN105775110A (zh) * 2014-12-16 2016-07-20 常州市华奥泡塑新材料有限公司 飞行稳定的无人机
CN206155773U (zh) * 2016-10-25 2017-05-10 深圳创壹通航科技有限公司 方向舵操纵机构及旋翼机
CN206871342U (zh) * 2017-06-12 2018-01-12 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 旋翼机尾翼总成结构

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080179450A1 (en) * 2004-11-19 2008-07-31 Stepan Grigoryevich Jamgarov Lifting-Type Aeroplane Fuselage
US20130126666A1 (en) * 2008-07-28 2013-05-23 MARTIN CHRIST GEFRIERTROCKNUGSANLAGEN GmbH Combined air, water and road vehicle
CN102285452A (zh) * 2010-06-21 2011-12-21 聂国安 环翼机(环形固定翼飞行器)
RU119324U1 (ru) * 2012-04-27 2012-08-20 Валерий Александрович Белов Автожир-амфибия
CN203916079U (zh) * 2014-05-20 2014-11-05 汕头市博迪科技有限公司 兼具直升机功能的固定翼飞机玩具
CN204166725U (zh) * 2014-10-10 2015-02-18 西京学院 一种简易飞机传动***的模拟装置
CN105775110A (zh) * 2014-12-16 2016-07-20 常州市华奥泡塑新材料有限公司 飞行稳定的无人机
CN105438466A (zh) * 2015-12-07 2016-03-30 上海奥科赛飞机有限公司 一种人力驱动固定翼飞机
CN206155773U (zh) * 2016-10-25 2017-05-10 深圳创壹通航科技有限公司 方向舵操纵机构及旋翼机
CN206871342U (zh) * 2017-06-12 2018-01-12 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 旋翼机尾翼总成结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
苏润娥;薛红军;张玉刚;栾义春;张晓燕: "民机驾驶舱方向舵踏板与驾驶杆调整性研究" *

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