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CN106902520A - 一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型 - Google Patents

一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型 Download PDF

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Publication number
CN106902520A
CN106902520A CN201610925154.0A CN201610925154A CN106902520A CN 106902520 A CN106902520 A CN 106902520A CN 201610925154 A CN201610925154 A CN 201610925154A CN 106902520 A CN106902520 A CN 106902520A
Authority
CN
China
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empennage
fuselage
tail
catapult
ejection type
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Withdrawn
Application number
CN201610925154.0A
Other languages
English (en)
Inventor
郭树冠
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tianjin Normal University
Original Assignee
Tianjin Normal University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tianjin Normal University filed Critical Tianjin Normal University
Priority to CN201610925154.0A priority Critical patent/CN106902520A/zh
Publication of CN106902520A publication Critical patent/CN106902520A/zh
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H27/00—Toy aircraft; Other flying toys
    • A63H27/02—Model aircraft
    • A—HUMAN NECESSITIES
    • A63—SPORTS; GAMES; AMUSEMENTS
    • A63H—TOYS, e.g. TOPS, DOLLS, HOOPS OR BUILDING BLOCKS
    • A63H29/00—Drive mechanisms for toys in general
    • A63H29/18—Driving mechanisms with extensible rubber bands

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  • Toys (AREA)

Abstract

本发明公开了一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型，包括：机身以及安装在所述机身上的机翼和尾翼，所述尾翼由第一尾翼和竖直的第二尾翼组成，所述第一尾翼以所述机身为中心轴以水平面为起点旋转2～3°地安装在该机身上，所述第二尾翼的下端与所述第一尾翼的上表面固装，所述第二尾翼的侧面与所述机身固装。在上述技术方案中，所述第一尾翼以所述机身为中心轴以水平面为起点逆时针旋转2～3°地安装在该机身上。本发明的弹射式滑翔机模型的尾翼避免了通过第二尾翼向右偏转来使其盘旋，从而避免了弹射式滑翔机模型弹射起飞时姿态混乱难以调整。

Description

一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型
技术领域
本发明属于科技活动飞行器技术领域，具体来说涉及一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型。
背景技术
弹射式滑翔机模型作为玩具或者初学航空知识的教具已有很长的历史。传统的弹射式滑翔机模型的盘旋方式一般通过调整方向舵或者是副翼来使其转弯盘旋，这种方式使飞机弹射时状态不好分析，姿态难以控制。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型。
本发明的目的是通过下述技术方案予以实现的。
一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型，包括：机身以及安装在所述机身上的机翼和尾翼，所述尾翼由第一尾翼和竖直的第二尾翼组成，所述第一尾翼以所述机身为中心轴以水平面为起点旋转2～3°地安装在该机身上，所述第二尾翼的下端与所述第一尾翼的上表面固装，所述第二尾翼的侧面与所述机身固装。
在上述技术方案中，所述第一尾翼以所述机身为中心轴以水平面为起点逆时针旋转2～3°地安装在该机身上。
在上述技术方案中，所述第二尾翼位于所述第一尾翼的中心线的右侧。
在上述技术方案中，所述第一尾翼的左端位于该第一尾翼的右端的下方。
相比于现有技术，本发明的有益效果为：
1、第一尾翼产生的升力向左偏，即，使弹射式滑翔机模型的尾部向左偏，机头向右偏，实现了弹射式滑翔机模型的向右盘旋。
2、本发明的弹射式滑翔机模型的尾翼避免了通过第二尾翼向右偏转来使其盘旋，从而避免了弹射式滑翔机模型弹射起飞时姿态混乱难以调整。
附图说明
图1为本发明的弹射式滑翔机模型的立体结构示意图；
图2为本发明的弹射式滑翔机模型的后视图；
图3为本发明的弹射式滑翔机模型中尾翼的剖视图。
其中，1为机翼，2为机身，3为尾翼，3-1为第二尾翼，3-2为第一尾翼。
具体实施方式
下面结合附图进一步说明本发明的技术方案。
如图1～3所示，包括：机身2以及安装在机身上的机翼1(机翼水平固装)和尾翼3，在机身的前部形成有用于调控弹射式滑翔机模型重心的通孔(图中未示出)以及弹射用的钩部(图中未示出)。尾翼由第一尾翼3-2和竖直的第二尾翼3-1组成，第一尾翼以机身为中心轴以水平面为起点逆时针旋转2～3°固装在该机身上(以弹射式滑翔机模型后方的点为观察点)，即第一尾翼的左端位于该第一尾翼的右端的(斜)下方。第二尾翼位于第一尾翼的中心线的右侧。第二尾翼的下端与第一尾翼的上表面固装，第二尾翼的左侧面与机身固装。
在本发明中，第一尾翼3-2以机身为中心轴逆时针旋转2～3°安装在机身上，其优点为：第一、第一尾翼产生的升力向左偏，使飞机的尾部向左偏，飞机的机头就向右偏，实现了飞机的向右盘旋；第二，避免了通过第二尾翼向右偏转来使飞机盘旋，避免了飞机弹射起飞时姿态混乱难以调整。
本发明的弹射式滑翔机模型的弹射方式为：采用左手持弹射棒，右手拿弹射式滑翔机模型(左手在右手的斜上方)，(与地面)大角度(75～85°)弹射方式起飞。弹射式滑翔机模型在起飞时几乎垂直向上，同时逆时针滚转，到最高点变为水平滑翔。弹射式滑翔机模型采用这种方式起飞可以使飞机直线垂直爬升，几乎能将橡筋的能量全部用来提高飞机的高度。
以上对本发明做了示例性的描述，应该说明的是，在不脱离本发明的核心的情况下，任何简单的变形、修改或者其他本领域技术人员能够不花费创造性劳动的等同替换均落入本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型，包括：机身(2)以及安装在所述机身(2)上的机翼(1)和尾翼(3)，所述尾翼(3)由第一尾翼(3-2)和竖直的第二尾翼(3-1)组成，其特征在于，所述第一尾翼(3-2)以所述机身(2)为中心轴以水平面为起点旋转2～3°地安装在该机身(2)上，所述第二尾翼(3-1)的下端与所述第一尾翼(3-2)的上表面固装，所述第二尾翼(3-1)的侧面与所述机身(2)固装。
2.根据权利要求1所述的弹射式滑翔机模型，其特征在于，所述第一尾翼(3-2)以所述机身(2)为中心轴以水平面为起点逆时针旋转2～3°地安装在该机身(2)上。
3.根据权利要求2所述的弹射式滑翔机模型，其特征在于，所述第二尾翼(3-1)位于所述第一尾翼(3-2)的中心线的右侧。
4.根据权利要求1或2或3所述的弹射式滑翔机模型，其特征在于，所述第一尾翼(3-2)的左端位于该第一尾翼(3-2)的右端的下方。
CN201610925154.0A 2016-10-30 2016-10-30 一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型 Withdrawn CN106902520A (zh)

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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN205345319U (zh) * 2015-12-09 2016-06-29 上海游族智能科技有限公司 带有动力机构的可倾转水平尾翼
CN206334348U (zh) * 2016-10-30 2017-07-18 天津师范大学 通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型

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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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WW01 Invention patent application withdrawn after publication
WW01 Invention patent application withdrawn after publication

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