CN110091985B - 一种空气动力试验滑翔机 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种空气动力试验滑翔机，包括机身、机翼、尾翼以及配重模块，所述机翼、尾翼、配重模块与机身呈可拆连接，所述机翼、尾翼、配重模块可沿机身长度方向移动调节升力及重心；所述机身朝向机头的一段设有间隔开设的机翼定位孔，所述机身朝向机尾的一段设有间隔开设的尾翼定位孔；所述机翼包括主U形粱以及主翼片，所述机身扣于主U形粱的U形开口内、且其机翼定位孔与主U形粱配合定位，所述尾翼包括副U形粱以及尾翼片，所述机身扣于副U形粱的U形开口内、且其尾翼定位孔与副U形粱配合定位。本发明具有便于拆卸调节机身重心及升力布局，用于研究滑翔机整体性能参数、在出现摔机时能对机翼进行适时折叠减少损伤的优点。

Description

一种空气动力试验滑翔机

技术领域

本发明涉及滑翔机领域，具体涉及一种空气动力试验滑翔机。

背景技术

滑翔机理论设计方案是在指定的材料基础上，结合流体力学、空气力学和结构力学等相关知识，从结构布局图、计算简图、载荷分析和飞行性能估算等几个方面，提出滑翔机机身、机翼和尾翼的大小及形状的具体设计方案。

现有滑翔机在制作后，其机身、机翼、尾翼尺寸重心位置、重量等参数往往已经固定死，在实验过程中难以对其进行有效快速更改，因此不利于数据收集，在实验中如需要进行比对则需制作多架滑翔机，这会存在制作工艺带来的误差，最后使得制作误差与实际测试误差彼此放大导致最终数据的收集变得较为不稳定，同时在实验中难免会出现操作不当导致坠机情况的发生，一旦机身造成损伤势必会影响后续实验效果，甚至造成滑翔机报废。

发明内容

基于上述问题，本发明目的在于提供一种便于拆卸调节机身重心及升力布局，用于研究滑翔机整体性能参数、在出现摔机时能对机翼进行适时折叠减少损伤的空气动力试验滑翔机。

针对以上问题，提供了如下技术方案：一种空气动力试验滑翔机，包括机身，位于机身上的机翼以及位于机身尾部的尾翼，还包括配重模块，所述机翼、尾翼、配重模块与机身呈可拆连接，所述机翼、尾翼、配重模块可沿机身长度方向移动调节升力及重心；所述机身朝向机头的一段设有若干沿机身长度方向彼此间隔开设的机翼定位孔，所述机身朝向机尾的一段设有若干沿机身长度方向彼此间隔开设的尾翼定位孔；所述机翼包括主U形粱以及位于主U形粱两侧的主翼片，所述机身扣于主U形粱的U形开口内、且其机翼定位孔与主U形粱配合定位，所述尾翼包括副U形粱以及位于副U形粱两侧的尾翼片，所述机身扣于副U形粱的U形开口内、且其尾翼定位孔与副U形粱配合定位。

上述结构中，通过设置可拆式的机翼、尾翼、配重模块，使其在出现损伤时能及时快速更换，同时在实验中可通过拆卸安装调节三者在机身上的位置以达到不同的实验效果及目的，机翼定位孔及尾翼定位孔可保证机翼、尾翼相对于机身的位置保持固定，以提高实验数据采集的精准度。

本发明进一步设置为，所述主翼片铰接于主U形粱其U形开口的两侧，其铰接轴线与机身长度方向平行；所述尾翼片铰接于副U形粱其U形开口的两侧，其铰接轴线与机身长度方向平行，所述机身腹部朝向主U形粱及副U形粱的U形开口底部，所述主翼片及尾翼片远离机身的一端沿铰接点上抬、使两片主翼片在主U形粱的U形开口上方及两片尾翼片在副U形粱的U形开口上方对接相抵，所述主翼片及尾翼片相抵时其彼此对接的对接面上均设有安装槽，所述安装槽内设有分别使两片主翼片及两片尾翼片彼此相吸的磁铁。

上述结构中，主U形粱与副U形粱通过其自身的U形开口与机身卡合能保证稳固度，同时铰接式的主翼片及尾翼片通过磁铁吸附，在坠机时能反向折叠减少机翼、尾翼损伤断裂的可能，在需要调节机翼、尾翼在机身上的位置或者拆卸机翼、尾翼时能反向折叠主翼片及尾翼片，移去两主翼片及两尾翼片彼此相吸时对机身的固定挤压，使主U形粱与副U形粱的U形开口呈开启状态将机身取出，而在正常飞行时其机身自重能承载于主U形粱及副U形粱上，促使主翼片及尾翼片彼此靠的更紧并压于机身上保证飞行稳定性。

本发明进一步设置为，所述主U形粱其U形开口底部设有与机翼定位孔适配的主定位凸起；所述副U形粱其U形开口底部设有与尾翼定位孔适配的副定位凸起。

上述结构中，主定位凸起及副定位凸起能在主翼片、尾翼片飞行时其互吸位置给机身产生下压力时使其与机翼定位孔及尾翼定位孔配合保持良好的定位效果。

本发明进一步设置为，所述主定位凸起在主U形粱的U形开口底部设置有两个；所述副定位凸起在副U形粱的U形开口底部设置有两个。

上述结构中，能使主定位凸起与副定位凸起在出现坠机时有更强的支撑力来连接机身与机翼及尾翼。

本发明进一步设置为，所述尾翼还包括位于副U形粱底面上的垂直尾翼。

本发明进一步设置为，所述配重模块包括两个间隔设置的插接柱，所述插接柱一端设有用于插接至机翼定位孔内的插接头、另一端设有支撑头，所述插接头至支撑头之间依次套有膨胀胶套、膨胀滑套及支撑弹簧，所述膨胀胶套朝向膨胀滑套的一端设有内倒角，所述膨胀滑套朝向膨胀胶套的一端设有与内倒角适配的外倒角，所述支撑弹簧两端支撑于支撑头与膨胀滑套之间将膨胀滑套往膨胀胶套方向推动，所述膨胀胶套位于机翼定位孔内；两插接柱之间通过连接梁连接，所述连接梁上设有配重块。

上述结构中，配重模块安装时，通过膨胀滑套压缩支撑弹簧，将插接头及膨胀胶套插入机身上的机翼定位孔内，松开膨胀滑套使支撑弹簧推动膨胀滑套往膨胀胶套方向滑动，使膨胀滑套的外倒角与膨胀胶套的内倒角接触，膨胀胶套在膨胀滑套的外倒角推动下直径扩大与机翼定位孔内壁紧贴实现固定，从而便于调节配重模块的位置，改变机身重心。

本发明进一步设置为，所述主U形粱其U形开口底部设有对通开设并与机翼定位孔等距设置的配重模块插接孔。

上述结构中，配重模块插接孔能使插接柱穿过，避免主U形粱与机身适配时遮挡配重模块的安装。

本发明进一步设置为，所述两插接柱之间间隔至少两个机翼定位孔间距，所述配重块重心位于两插接柱之间的其中两机翼定位孔居中位置所对应的连接梁上。

上述结构中，由于主U形粱设有主定位凸起，会导致主U形粱部分位置无法开设配重模块插接孔，因此需要将两插接柱间隔少两个机翼定位孔间距以跨过主定位凸起，同时为保证重心在机身上调节距离的一致性，将配重块重心放置于两机翼定位孔居中位置所对应的连接梁上，在调节配重模块重心时若下一位置的机翼定位孔正好被主定位凸起遮挡，可将两根插接柱位置对调下重新插接固定即可实现下一位置重心的调整，避免因主定位凸起导致配重模块调节时跨过机身上特定位置的机翼定位孔导致重心调节不够细腻。

本发明进一步设置为，所述膨胀滑套上设有沿其径向方向延展的解锁推片。

上述结构中，解锁推片拆除或调节配重模块时作为着力点。

本发明进一步设置为，所述机身中段设有沿机身顶面至机身腹部贯通开设的减重槽。

上述结构中，飞机飞行时其大部分重量往往垂直朝向地面，而其左右方向的弯曲力度远没有垂直方向的大，因此减重槽贯穿机身顶面及机腹开设能在保证合理的强度下减轻重量。

本发明的有益效果：通过设置可拆式的机翼、尾翼、配重模块，使其在出现损伤时能及时快速更换，同时在实验中可通过拆卸安装调节三者在机身上的位置以达到不同的实验效果及目的，机翼定位孔及尾翼定位孔可保证机翼、尾翼相对于机身的位置保持固定，以提高实验数据采集的精准度；同时在坠机时能在合适的接触位置及角度时使主翼片、尾翼片反向收起并使机翼与尾翼与机身自动分离，以减少损伤。

附图说明

图1为本发明的飞行状态示意图。

图2为本发明的整体腹部结构示意图。

图3为本发明的俯视方向分解状态结构示意图。

图4为本发明的仰视方向分解状态结构示意图。

图5为本发明图2的A部放大结构示意图。

图6为本发明图2的B部放大结构示意图。

图7为本发明图3的C部放大结构示意图。

图8为本发明图3的D部放大结构示意图。

图9为本发明图4的E部放大结构示意图。

图中标号含义：10-机身；11-机翼定位孔；12-尾翼定位孔；13-减重槽；20-机翼；21-主U形粱；22-主翼片；23-主定位凸起；24-配重模块插接孔；30-尾翼；31-副U形粱；32-尾翼片；33-副定位凸起；34-垂直尾翼；40-配重模块；41-插接柱；42-插接头；43-支撑头；44-膨胀胶套；441-内倒角；45-膨胀滑套；451-外倒角；452-解锁推片；46-支撑弹簧；47-连接梁；48-配重块；50-安装槽；51-磁铁。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

参考图1至图9，如图1至图9所示的一种空气动力试验滑翔机，包括机身10，位于机身上10的机翼20以及位于机身10尾部的尾翼30，还包括配重模块40，所述机翼20、尾翼30、配重模块40与机10身呈可拆连接，所述机翼20、尾翼30、配重模块40可沿机身10长度方向移动调节升力及重心；所述机身10朝向机头的一段设有若干沿机身10长度方向彼此间隔开设的机翼定位孔11，所述机身10朝向机尾的一段设有若干沿机身10长度方向彼此间隔开设的尾翼定位孔12；所述机翼20包括主U形粱21以及位于主U形粱21两侧的主翼片22，所述机身10扣于主U形粱21的U形开口内、且其机翼定位孔11与主U形粱21配合定位，所述尾翼30包括副U形粱31以及位于副U形粱31两侧的尾翼片32，所述机身10扣于副U形粱31的U形开口内、且其尾翼定位孔12与副U形粱31配合定位。

上述结构中，通过设置可拆式的机翼20、尾翼30、配重模块40，使其在出现损伤时能及时快速更换，同时在实验中可通过拆卸安装调节三者在机身10上的位置以达到不同的实验效果及目的，机翼定位孔11及尾翼定位孔12可保证机翼20、尾翼30相对于机身10的位置保持固定，以提高实验数据采集的精准度。

本实施例中，所述主翼片22铰接于主U形粱21其U形开口的两侧，其铰接轴线与机身10长度方向平行；所述尾翼片32铰接于副U形粱31其U形开口的两侧，其铰接轴线与机身10长度方向平行，所述机身10腹部朝向主U形粱21及副U形粱31的U形开口底部，所述主翼片22及尾翼片32远离机身10的一端沿铰接点上抬、使两片主翼片22在主U形粱21的U形开口上方及两片尾翼片32在副U形粱31的U形开口上方对接相抵，所述主翼片22及尾翼片32相抵时其彼此对接的对接面上均设有安装槽50，所述安装槽50内设有分别使两片主翼片22及两片尾翼片32彼此相吸的磁铁51，所述磁铁51为铷铁硼磁铁。

上述结构中，主U形粱21与副U形粱31通过其自身的U形开口与机身10卡合能保证稳固度，同时铰接式的主翼片22及尾翼片32通过磁铁51吸附，在坠机时能反向折叠减少机翼20、尾翼30损伤断裂的可能，在需要调节机翼20、尾翼30在机身10上的位置或者拆卸机翼20、尾翼30时能反向折叠主翼片22及尾翼片32，移去两主翼片22及两尾翼片32彼此相吸时对机身10的固定挤压，使主U形粱21与副U形粱31的U形开口呈开启状态将机身10取出，而在正常飞行时其机身10自重能承载于主U形粱21及副U形粱31上，促使主翼片22及尾翼片32彼此靠的更紧并压于机身10上保证飞行稳定性。

本实施例中，所述主U形粱21其U形开口底部设有与机翼定位孔11适配的主定位凸起23；所述副U形粱31其U形开口底部设有与尾翼定位孔12适配的副定位凸起33。

上述结构中，主定位凸起23及副定位凸起33能在主翼片22、尾翼片32飞行时其互吸位置给机身10产生下压力时使其与机翼定位孔11及尾翼定位孔12配合保持良好的定位效果。

本实施例中，所述主定位凸起23在主U形粱21的U形开口底部设置有两个；所述副定位凸起33在副U形粱31的U形开口底部设置有两个。

上述结构中，能使主定位凸起23与副定位凸起33在出现坠机时有更强的支撑力来连接机身10与机翼20及尾翼30。

本实施例中，所述尾翼30还包括位于副U形粱31底面上的垂直尾翼34。

本实施例中，所述配重模块40包括两个间隔设置的插接柱41，所述插接柱41一端设有用于插接至机翼定位孔11内的插接头42、另一端设有支撑头43，所述插接头42至支撑头43之间依次套有膨胀胶套44、膨胀滑套45及支撑弹簧46，所述膨胀胶套44朝向膨胀滑套45的一端设有内倒角441，所述膨胀滑套45朝向膨胀胶套44的一端设有与内倒角441适配的外倒角451，所述支撑弹簧46两端支撑于支撑头43与膨胀滑套45之间将膨胀滑套45往膨胀胶套44方向推动，所述膨胀胶套44位于机翼定位孔11内；两插接柱41之间通过连接梁47连接，所述连接梁47上设有配重块48。

上述结构中，配重模块40安装时，通过膨胀滑套45压缩支撑弹簧46，将插接头42及膨胀胶套44插入机身10上的机翼定位孔11内，松开膨胀滑套45使支撑弹簧46推动膨胀滑套45往膨胀胶套44方向滑动，使膨胀滑套45的外倒角451与膨胀胶套44的内倒角441接触，膨胀胶套44在膨胀滑套45的外倒角451推动下直径扩大与机翼定位孔11内壁紧贴实现固定，从而便于调节配重模块40的位置，改变机身10重心。

本实施例中，所述主U形粱21其U形开口底部设有对通开设并与机翼定位孔11等距设置的配重模块插接孔24。

上述结构中，配重模块插接孔24能使插接柱41穿过，避免主U形粱21与机身10适配时遮挡配重模块40的安装。

本实施例中，所述两插接柱41之间间隔至少两个机翼定位孔11间距，所述配重块48重心位于两插接柱41之间的其中两机翼定位孔11居中位置所对应的连接梁47上。

上述结构中，由于主U形粱21设有主定位凸起23，会导致主U形粱21部分位置无法开设配重模块插接孔24，因此需要将两插接柱41间隔少两个机翼定位孔11间距以跨过主定位凸起23，同时为保证重心在机身10上调节距离的一致性，将配重块48重心放置于两机翼定位孔11居中位置所对应的连接梁47上，在调节配重模块40重心时若下一位置的机翼定位孔11正好被主定位凸起23遮挡，可将两根插接柱41位置对调下重新插接固定即可实现下一位置重心的调整，避免因主定位凸起23导致配重模块40调节时跨过机身10上特定位置的机翼定位孔11导致重心调节不够细腻。

本实施例中，所述膨胀滑套45上设有沿其径向方向延展的解锁推片452。

上述结构中，解锁推片452拆除或调节配重模块40时作为着力点。

本实施例中，所述机身10中段设有沿机身10顶面至机身10腹部贯通开设的减重槽13。

上述结构中，飞机飞行时其大部分重量往往垂直朝向地面，而其左右方向的弯曲力度远没有垂直方向的大，因此减重槽13贯穿机身10顶面及机腹开设能在保证合理的强度下减轻重量。

本发明的有益效果：通过设置可拆式的机翼20、尾翼30、配重模块40，使其在出现损伤时能及时快速更换，同时在实验中可通过拆卸安装调节三者在机身10上的位置以达到不同的实验效果及目的，机翼定位孔11及尾翼定位孔12可保证机翼20、尾翼30相对于机身10的位置保持固定，以提高实验数据采集的精准度；同时在坠机时能在合适的接触位置及角度时使主翼片22、尾翼片32反向收起并使机翼20与尾翼30与机身10自动分离，以减少损伤。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，上述假设的这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种空气动力试验滑翔机，包括机身，位于机身上的机翼以及位于机身尾部的尾翼，其特征在于：还包括配重模块，所述机翼、尾翼、配重模块与机身呈可拆连接，所述机翼、尾翼、配重模块可沿机身长度方向移动调节升力及重心；所述机身朝向机头的一段设有若干沿机身长度方向彼此间隔开设的机翼定位孔，所述机身朝向机尾的一段设有若干沿机身长度方向彼此间隔开设的尾翼定位孔；所述机翼包括主U形粱以及位于主U形粱两侧的主翼片，所述机身扣于主U形粱的U形开口内、且其机翼定位孔与主U形粱配合定位，所述尾翼包括副U形粱以及位于副U形粱两侧的尾翼片，所述机身扣于副U形粱的U形开口内、且其尾翼定位孔与副U形粱配合定位；所述主翼片铰接于主U形粱其U形开口的两侧，其铰接轴线与机身长度方向平行；所述尾翼片铰接于副U形粱其U形开口的两侧，其铰接轴线与机身长度方向平行，所述机身腹部朝向主U形粱及副U形粱的U形开口底部，所述主翼片及尾翼片远离机身的一端沿铰接点上抬、使两片主翼片在主U形粱的U形开口上方及两片尾翼片在副U形粱的U形开口上方对接相抵，所述主翼片及尾翼片相抵时其彼此对接的对接面上均设有安装槽，所述安装槽内设有分别使两片主翼片及两片尾翼片彼此相吸的磁铁；所述尾翼还包括位于副U形粱底面上的垂直尾翼。

2.根据权利要求1所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述主U形粱其U形开口底部设有与机翼定位孔适配的主定位凸起；所述副U形粱其U形开口底部设有与尾翼定位孔适配的副定位凸起。

3.根据权利要求2所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述主定位凸起在主U形粱的U形开口底部设置有两个；所述副定位凸起在副U形粱的U形开口底部设置有两个。

4.根据权利要求1所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述配重模块包括两个间隔设置的插接柱，所述插接柱一端设有用于插接至机翼定位孔内的插接头、另一端设有支撑头，所述插接头至支撑头之间依次套有膨胀胶套、膨胀滑套及支撑弹簧，所述膨胀胶套朝向膨胀滑套的一端设有内倒角，所述膨胀滑套朝向膨胀胶套的一端设有与内倒角适配的外倒角，所述支撑弹簧两端支撑于支撑头与膨胀滑套之间将膨胀滑套往膨胀胶套方向推动，所述膨胀胶套位于机翼定位孔内；两插接柱之间通过连接梁连接，所述连接梁上设有配重块。

5.根据权利要求4所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述主U形粱其U形开口底部设有对通开设并与机翼定位孔等距设置的配重模块插接孔。

6.根据权利要求5所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述两插接柱之间间隔至少两个机翼定位孔间距，所述配重块重心位于两插接柱之间的其中两机翼定位孔居中位置所对应的连接梁上。

7.根据权利要求4所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述膨胀滑套上设有沿其径向方向延展的解锁推片。

8.根据权利要求1所述的一种空气动力试验滑翔机，其特征在于：所述机身中段设有沿机身顶面至机身腹部贯通开设的减重槽。