CN115783297A - 一种人力低空飞行自行车设计方法及结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种人力低空飞行自行车设计方法及结构，属于飞行器设计技术领域，方法步骤包括：构建自行车结构，确定机翼安装位置；根据预设的飞行自行车的飞行高度、飞行速度和特征弦长计算雷诺数，基于雷诺数，通过xlfr5对翼型气动分析，获得翼型数据；根据预设的人力低空自行车特征弦长、机翼半展长，使用CATIA构建多种翼型的3D模型，在ANASYS中进行网格划分和气动分析，选取升力效果最好的翼型，并优化翼型数据；根据选取的翼型结构和优化后的翼型数据对机翼结构进行设计，获得机翼结构，并将机翼结构设置在自行车结构上，获得人力低空飞行自行车结构。该结构使得飞行器的增升装置明显提高。

Description

一种人力低空飞行自行车设计方法及结构

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，具体涉及一种人力低空飞行自行车设计方法及结构。

背景技术

人力低空飞行自行车是一种只依靠人的体力为动力源驱动的飞行器。人力飞行器具有加工制造简单、用途灵活、环境友好等特点。但是与依靠发动机产推力的飞行器相比，研发人力飞行器更具挑战性，更能促进航空科技的发展。

人力低空飞行自行车结构设计包括机翼结构设计、舵面控制机构设计、螺旋桨选取、轴的设计以及各标准件的选取等内容。由于该飞行自行车动力仅仅只靠人的输出功率，这便使得飞行器的功率输出不稳定且可控性较差。在不借助燃料化学能源或者其他动力的情况下，人的输出功率和人体质量以及飞行器质量相比会很小。想要产生很大的升力，则必须要由非常大的飞行速度、升力系数以及机翼面积。而飞行速度和升力系数的增加受到驾驶员身体素质和现有航空科学技术的限制，想要有很大的技术突破比较困难。则最优性价比的增升手段就在于提高机翼面积。而机翼面积的提高会导致飞机体积增大，可能出现重力增加，结构失效以及平衡性差的问题。

基于此，本发明提出一种人力低空飞行自行车设计方法及结构，可以克服上述飞行器存在的增升速度慢，稳定性和控制性差等问题。

发明内容

针对上述领域中存在的问题，本发明公开了一种人力低空飞行自行车设计方法及结构，使用XFLR5、CATIA、ANASYS等计算机辅助软件选取、设计以及优化飞机翼型与机翼的几何特征，对飞行器各个部件的结构设计和材料做强度校核，设计该结构的动力装置及传动机构，使得飞行器在起飞滑跑阶段可以放开增升装置用于增加升力，由于无机身翼型的设计及参数优化，使得飞行器的稳定性和控制性能均得到较好的提高。

为解决上述技术问题，本发明提出了一种人力低空飞行自行车设计结构，包括以下步骤：

构建自行车结构，确定机翼安装位置；

根据预设的飞行自行车的飞行高度、飞行速度和特征弦长计算雷诺数，基于雷诺数，通过xlfr5对翼型气动分析，获得翼型数据；

根据预设的人力低空自行车特征弦长、机翼半展长，使用CATIA构建多种翼型的3D模型，在ANASYS中进行网格划分和气动分析，选取升力效果最好的翼型结构，并优化翼型数据；

根据选取的翼型结构和优化后的翼型数据对机翼结构进行设计，获得机翼结构，并将机翼结构设置在自行车结构上，获得人力低空飞行自行车结构。

优选地，所述雷诺数计算公式：

其中，ρ、μ分别为空气密度和动力粘性系数，v、L为飞行速度和特征长度，ρ＝1.29Kg/m³，μ＝17.9×10^(-6)Pa·s。

优选地，所述使用CATIA构建多种翼型的3D模型，在fluent模块中计算三维机翼的气动力，根据计算的三维机翼的气动力分析结果，选择CLARKY翼型制作3D机翼；通过计算CLARKY机翼的升力，根据升力结合人力低空自行车重量优化翼型数据。

优选地，所述翼型数据包括升力系数，阻力系数，升阻比，及攻角。

优选地，还包括一种人力低空飞行自行车结构，其特征在于，包括机翼结构：

一种人力低空飞行自行车结构，所述机翼结构包括机翼肋板和翼梁，所述机翼肋板与翼梁螺栓连接，机翼肋板采用等距布置形式。

优选地，所述自行车结构为无机身结构，包括机身主梁，所述机身主梁的一侧固定设置有尾翼，所述机身主梁的另一侧设置有螺旋桨，所述机身主梁的下方垂直固定连接有支撑杆，所述支撑杆的另一端固定连接有驾驶舱，所述驾驶舱的一侧设置有起落架。

优选地，还包括传动机构：

所述传动机构包括起落架和脚踏板，所述起落架与所述脚踏板之间链传动；所述链传动的传动链包括内链板、外链板、销轴、套筒和滚子；所述轴销与所述外链板，所述套筒与所述内链板之间均使用过盈配合，滚子和套筒使用间隙配合，内链板与外链板设置成8字形结构；所述踏板与所述螺旋桨之间设有一对锥齿轮完成换向传动。

优选地，所述踏板与所述螺旋桨的传动链分为两部分；一部分使用链传动实现踏板与螺旋桨的动力传动，另一部分使用锥齿轮实现交叉轴的换向传动。

优选地，所述肋板和所述翼梁均采用T300碳纤维管，所述肋板包括普通肋板和加强肋板，普通肋板20mm厚，加强肋板30mm厚用于安装吊钩，翼梁的抗拉强度E＝3.75x10⁹Pa。

优选地，所述螺旋桨的扭转角为10°，直径为3m。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

本发明公开了一种人力低空飞行自行车设计方法及结构，步骤包括：构建自行车结构，确定机翼安装位置；根据预设的飞行自行车的飞行高度、飞行速度和特征弦长计算雷诺数，基于雷诺数，通过xlfr5对翼型气动分析，获得翼型数据；根据预设的人力低空自行车特征弦长、机翼半展长，使用CATIA构建多种翼型的3D模型，在ANASYS中进行网格划分和气动分析，选取升力效果最好的翼型，并优化翼型数据；根据选取的翼型结构和优化后的翼型数据对机翼结构进行设计，获得机翼结构，并将机翼结构设置在自行车结构上，获得人力低空飞行自行车结构，设计该结构的动力装置及传动机构，使得飞行器在起飞滑跑阶段可以放开增升装置用于增加升力，由于无机身翼型的设计及参数优化，使得飞行器的稳定性和控制性能均得到较好的提高。

附图说明

图1是本发明的总体结构设计图；

图2是本发明的机翼尾翼布局结构图；

图3是本发明的肋板结构图；

图4是本发明在CATIA中的机翼建模图；

图5是本发明在CATIA中的机翼网格划分图；

图6是本发明的翼梁受力简图；

图7是本发明的简单襟翼结构图；

图8是本发明的襟翼操纵参数；

图9是本发明的肋板设计图；

图10是本发明的起落架参数；

图11(a)是本发明S1223翼型气动特性C_l分析结果；

图11(b)本发明S1223翼型气动特性C_l/C_d分析结果；

图12是本发明的起落架与踏板的传动链结构图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图1-6，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

应理解本发明中所述的术语仅仅是为描述特别的实施方式，并非用于限制本发明。

实施例

首先确认飞行器的布局安排，使用XFLR5、CATIA、ANASYS等计算机辅助软件，选取、设计以及优化飞机翼型与机翼的几何特征。

如图1所示，本发明设计的自行车结构的总体布局该方案无传统机身设计，由主梁代替机身来连接飞行器各部分组件，包括机身主梁1，所述机身主梁1的一侧固定设置有尾翼3，所述机身主梁1的另一侧设置有螺旋桨2，所述机身主梁1的下方垂直固定连接有支撑杆5，所述支撑杆5的另一端固定连接有驾驶舱6，所述驾驶舱6的一侧设置有起落架4。

选用尾翼为正常式布局，如图2所示，处在距离飞行器的重心一个较远的位置。考虑到本设计方案中无机身的设计，所以机翼尾翼全部安装在机身梁上。同时为了保证结构设计简单，避免机翼尾翼之间气流相互干扰，所以尽量增加主梁的长度，使用单垂尾形式控制侧向稳定性。

使用xlfr5对翼型初步分析：

设定飞行器飞行高度H＝3m，飞行速度7m/s，特征弦长1.5m，根据雷诺数计算公式：

其中，ρ、μ分别为空气密度和动力粘性系数，v、L为流场的特征速度和特征长度。ρ＝1.29Kg/m³，μ＝17.9×10^(-6)Pa·s；

通过计算雷诺数代入xlfr5中，模拟出各种翼型的升力系数，阻力系数，升阻比，及迎角等飞行参数。

由于机翼是飞行器提供升力的主要部件，所以在选取翼型时，要尽可能采用升力系数大，阻力系数小即翼型升阻比大的翼型。然而翼型的升力系数通常与翼型的迎角呈现出正相关性，也就是通常情况下在一定范围内翼型的迎角越大，则升力系数越大。然而根据机翼升力线理论阻力系数与升力系数的关系：

C_D＝C_d0+kC_l ²

其中C_D为阻力系数，C_d为诱导阻力系数，C_d0为零升阻力系数(包括摩阻与型阻)，kC_l ²为与升力有关的阻力系数。

可知阻力系数与升力系数的平方成正比关系。随着升力系数的增大，阻力系数的增大量远比升力系数增大量更明显，进而导致升阻比骤减，由此在选择翼型时要尽量使机翼的升阻比处在一个较大的位置同时兼顾迎角大小。当机翼的迎角过大时，除了会使翼型的阻力系数骤增而导致飞行效率降低之外，还有可能会使得翼型进入失速的危险状态。

1.初选翼型

在翼型库profili以及UIUC airfoil data site中选择翼型如表1所示：

表1初选翼型

使用xlfr5对翼型初步分析：

初步设计飞行器飞行高度H＝3m，飞行速度7m/s，特征弦长1.5m。根据雷诺数计算公式计算分析得到分析结果如表2所示：

表2翼型气动分析参数

2.筛选翼型

翼型的选择受到诸多因素的影响，由此可知该过程需要考虑各种限制因素做出综合性选择。例如翼型的升力系数、阻力系数、升阻比、迎角等飞行参数。由于机翼是飞行器提供升力的主要部件，所以在选取翼型时，要尽可能采用升力系数大，阻力系数小即翼型升阻比大的翼型。然而翼型的升力系数通常与翼型的迎角呈现出正相关性，也就是通常情况下在一定范围内翼型的迎角越大，则升力系数越大。然而根据机翼升力线理论阻力系数与升力系数的关系：

C_D＝C_d0+kC_l ²#(4.2)

其中，C_D为阻力系数，C_d为诱导阻力系数，C_d0为零升阻力系数，包括摩阻与型阻，kC_l ²为与升力有关的阻力系数。

可知阻力系数与升力系数的平方成正比关系。随着升力系数的增大，阻力系数的增大量远比升力系数增大量更明显，进而导致升阻比骤减，由此在选择翼型时要尽量使机翼的升阻比处在一个较大的位置同时兼顾迎角大小。当机翼的迎角过大时，除了会使翼型的阻力系数骤增而导致飞行效率降低之外，还有可能会使得翼型进入失速的危险状态。所谓失速，就是指机翼在攻角超过一定临界值后，升力随攻角，即迎角增大而骤减的现象。当飞行器进入失速状态时，飞机会产生失控的俯冲颠簸运动，整个飞行器可能出现震动，进而降低飞机的操纵性能，最终发生飞行事故。所以在选择翼型时，要秉承小迎角、大升阻比的原则。

因此，初步选择了以下符合条件的几种翼型做下一步的气动分析。

表3气动分析参数

最终选择LISSAMAN7769翼型进行气动分析。

3.三维机翼的气动分析

在本设计中，使用CATIA对翼型与机翼作3D模型，之后放入ANASYS中进行网格划分和气动分析：

由下式

可初步计算人力飞行器所需机翼面积S≈40m²。

在CATIA中建模，设计机翼弦长C＝1.5m,半展长L＝13m，总升力面积S＝39m²。其中NACA M18机翼建模及网格划分如图4和图5所示。

在fluent模块中计算三维机翼的气动力其结果如表4：

表4机翼气动分析

注：表4中*表示三维机翼的气动特性与表1中翼型气动特性的差异性。其中*的数量代表其差异性的大小，*数量越多，则其差异性越大。

根据表4中的数据可以看出，使用CLARKY为平面翼型的三维机翼其升力系数最大，且最接近翼型的气动特性。此时其升阻比K＝12.68。所以该设计方案采用CLARKY翼型制作3D机翼。

计算机翼的升力：

由上述计算可知，弦长C＝1.5m,展长26m的机翼可以产生1048N的升力，考虑到该人力飞机的驾驶员重量75kg，剩余30kg全机空重限制飞行器结构设计及材料选择，因此需要对机翼参数进行优化。这里将机翼半展长增加到15m,弦长仍为1.5m，其升力为：

4.结构设计

人力低空飞行自行车结构设计包括机翼结构设计、舵面控制机构设计、螺旋桨选取、轴的设计以及各标准件的选取等。

4.1机翼设计

螺栓选择，机翼肋板采用等距布置形式，间距l＝1m，肋板与梁采用螺栓连接，如图3所示。假定每个肋板与梁使用两颗受拉紧螺栓连接，则整个机翼共需60颗螺栓，每颗螺栓工作载荷计算：

机翼承受静载荷，则剩余预紧力：

F″＝0.2F₁＝4.3(N)

螺栓材料使用45钢，其抗拉强度C₁＝600MPa，梁使用碳纤维材料，其抗拉强度C₂＝3.76GPa。

预紧力F':

则螺栓连接相对刚度系数：

螺栓总拉力F₀:

螺栓许用拉应力[σ]:

其中σ_S＝335MPa为45钢屈服极限，[S_S]＝1.2为未经淬火的钢材需用系数。

螺栓强度条件：

计算可得d_c≥0.4mm，可选择M5螺栓。

梁设计，机翼翼梁是单纯的受力结构，主要承担机翼的弯矩以及剪力。主梁采用T300碳纤维管，其抗拉强度E＝Pa。

简化机翼主梁结构，做受力图6所示：

注：图6中示杆ACD表示机翼使用悬臂梁简化模型，M为力矩；BC、BD表示受拉钢丝，用刚性杆代替；

该结构为超静定结构，可利用叠加定理求解，要求D点挠度为0。

当结构只有q以及C点受力时，刚化CD段：

计算可得Y_C＝1536N。

则绳索BC拉力：

当结构只有q以及D点受力时：

计算可得Y_D＝192N。

则绳索BD拉力：

刚化DE段，容忍其最大挠度为2m：

计算可得梁截面惯性矩I＝5.76cm⁴。

截面选取空心矩形截面，选取壁厚5mm，螺栓连接上表面长B＝3cm，其惯性矩计算如下：

计算可得h＝2.34cm，此时梁截面面积S＝5.34cm²。

肋板结构如图4所示，肋板安装间隔1m等距安装。并且肋板分为普通肋板与加强肋板，其中普通肋板20mm厚，加强肋板30mm厚用于安装吊钩。

增升装置，在起飞阶段，为增加升力可以通过增加襟翼改变机翼相对弯度实现，同时襟翼也可以代替副翼完成滚转运动。

后缘襟翼的主要参数即相对弦长C_襟/C和偏转角δ_襟，可参考表5设计。

表5直机翼后缘襟翼数据

采用简单襟翼设计如图7和图8所示。

选取最大偏转角为30°，相对弦长

相对展长

计算可得襟翼弦长C_襟＝0.375m,半展长L_襟＝3.75m，为方便襟翼连接将襟翼半展长增加到4m，增升装置采用NACA 0016翼型。

根据升力线理论，襟翼升力作用点位于弦长25％处，将转轴放置于NACA 0016翼型弦长30％处，则图中d＝18.75mm。

由力矩平衡方程：

d×F_C＝E×I

计算可知所需钢丝绳拉力E＝13.3N，肋板设计结构如图4所示，该肋板采用T300碳纤维材料，腹板厚10mm，边框厚3mm。

4.2尾翼设计

根据表3水平尾翼采用CLARK Y翼型，垂直尾翼采用NACA 0006对称翼型。为简化结构复杂度，尾翼采用全动尾翼结构，如图2所示。

水平尾翼设计根据表6，参考滑翔机数据，可选取平尾容量C_HT＝0.5。

表6常见飞机类型平尾容量

根据平尾容量公式：

其中，S_HT为平尾面积；L_T为尾力臂长度，参考墨子号人力飞机，设计全机身长7.5m，尾力臂约占机身总长70％，则尾力臂L_HT＝5.25m；C_W为机翼平均气动弦长1.5m；S_W为机翼面积45m2。计算可得平尾面积S_HT＝6.23m²，取弦长1.5m，展长圆整为4m。

垂直尾翼设计，根据表7参考滑翔机数据，可选取垂尾容量C_VT＝0.02。

表7常见飞机类型垂尾容量

根据垂尾容量公式：

其中S_VT为垂尾面积，b_W为机翼展长30m。

计算可得垂尾面积S_VT＝5.14m²。取弦长为1.5m，展长3.3m。肋板结构设计如图9所示。

4.3起落架设计

起落架参数如图10所示。

取前后轮距b＝0.3L_机身＝2.25m，防后倒立角γ＝27°，停机角ψ＝0°，由图10可计算得知a＝1.52m，ξ＝28°。

主轮距B由下式计算：

其中h＝1.44为重心与起落架间的垂直距离，μ＝0.85为侧向摩擦系数。计算可得B≥1.98m，取B＝2m。

各起落架承受的载荷计算：

F_前+F_后＝M_总g

aF_前＝(b-a)F_后,可得F_前＝468N，F_后＝972N。

采用ETRTO-SRI 260，直径D＝12英寸(30.48cm)的轮胎型号，则在地面滑跑时最大速度为V＝7.9m/s。

4.4螺旋桨设计

如图11所示，该翼型升力系数在13°迎角下达到最大值2.25，但此时升阻比骤减至60左右。而在10°迎角下升阻比约为100，且此时升力系数为2.2，仅比最大升力系数减小0.02％，而升阻比却比13°迎角下大67％，所以该飞行器的螺旋桨也采用10°扭转角。

在实际工程应用中,两片桨叶与三片桨叶的螺旋桨是轻型飞机主要选择的螺旋桨类型,由于在相同的螺旋桨直径下三叶螺旋桨的气动效率大于两叶螺旋桨的气动效率,所以选择三叶螺旋桨作为飞机装机桨。同时结合飞机在一个飞行周期内的螺旋桨工作情况可知：飞行器在起飞阶段开启发动机的最大功率，但在巡航阶段通常主要用75％～100％额定功率状态飞行，因此选择螺旋桨直径为1.60～1.85m最佳。考虑到飞行器螺旋桨输出功率较低，选取螺旋桨的直径为3m。

设计桨叶弦长0.2m，计算可得该螺旋桨可产生拉力为T＝196N，大于机翼阻力95N。

5.传动设计

传动机构包括起落架和脚踏板，踏板的踏频为9档，基准点踏频为90rpm，传动比为4.23，人力的输出功率为0.8kw，起落架与脚踏板之间链传动；如图12所示，链传动的传动链包括内链板7、外链板8、轴销9、套筒10和滚子11；轴销9与外链板8，套筒10与内链板7之间均使用过盈配合，滚子11和套筒10使用间隙配合，内链板7与外链板8设置成“8”字形结构；踏板与螺旋桨之间设有一对锥齿轮完成换向传动，踏板与螺旋桨的传动链分为两部分；一部分使用链传动实现踏板与螺旋桨的动力传动，另一部分使用锥齿轮实现交叉轴的换向传动。

传动链设计参数：

选择链轮齿数z₁

根据9档传动比4.23的数据，初步设计传动比i为4，大链轮转速n₂为90rpm。则小链轮齿数由下式确定：

其中，n₁为小链轮转速。

为使链条磨损均匀，两链轮的齿数最好是与链节数(偶数)互质的奇数，选择小链轮齿数z₁为23。

所以大链轮齿数z₂：

z₂＝z₁×i＝95

根据互质原则将大链轮齿数z₂圆整为95，则圆整后的传动比i为：

确定链条节数L_p

初选a₀＝60P,其中a₀为初选中心距，p为节距，则由下式：

可计算出链条节数L_P0＝181.19。为了不在链条中使用过渡链节，计算得到的L_P0应该近似选取最近的偶数。因此取L_P＝182。

计算功率P_C

由下式计算链传动功率：

P_C＝K_AP

其中，K_A为工作情况系数，P为链传动功率。由于该飞行器链传动由人力驱动，且无冲击。取K_A＝1.0，所以P_C＝1×0.8kw＝0.8kw。

静强度分析

为了防止该链传动因为静强度不足而发生失效行为，现对其进行静强度校核。

其中，Q为单排链的极限拉伸载荷，Q＝13800(N),S为静强度计算安全系数，[S]为许用安全系数，多排练取较大值。此时S＝30.3远大于8，所以该传动链的静强度符合安全要求。

螺旋桨链轮结构设计

螺旋桨链轮设计参考起落架结构设计得到表8所示数据：

表8链轮数据

本发明设计结果列表9所示。该人力飞行器设计飞行高度为3m，在起飞滑跑阶段可以放开增升装置用于增加升力。同时由于飞行高度与展长比约等于0.1，所以在飞行阶段会受到地面效应的影响。

所谓地面效应，就是指当飞行器贴近固体壁面飞行时，地面会对机翼产生气动力的干扰，从而使飞行器的升力系数显著增加的现象。同时在地面效应的情况下翼型尾流的下洗角减小，也有利于增大机翼的升力。所以在飞行器的实际飞行过程中，其升力会比设计值大，有利于减小飞行器滑跑距离。

表9人力飞行自行车参数

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

另外，除非另有说明，否则本文使用的所有技术和科学术语具有本发明所述领域的常规技术人员通常理解的相同含义。本说明书中提到的所有文献通过引用并入，用以公开和描述与所述文献相关的方法。在与任何并入的文献冲突时，以本说明书的内容为准。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本发明说明书和实施例仅是示例性的。

Claims (10)

1.一种人力低空飞行自行车设计方法，包括以下步骤：

构建自行车结构，确定机翼安装位置；

根据预设的飞行自行车的飞行高度、飞行速度和特征弦长计算雷诺数，基于雷诺数，通过xlfr5对翼型气动分析，获得翼型数据；

根据预设的人力低空自行车特征弦长、机翼半展长，使用CATIA构建多种翼型的3D模型，在ANASYS中进行网格划分和气动分析，选取升力效果最好的翼型结构，并优化翼型数据；

根据选取的翼型结构和优化后的翼型数据对机翼结构进行设计，获得机翼结构，并将机翼结构设置在自行车结构上，获得人力低空飞行自行车结构。

2.根据权利要求1所述的一种人力低空飞行自行车设计方法，其特征在于，所述雷诺数计算公式：

其中，ρ、μ分别为空气密度和动力粘性系数，v、L为飞行速度和特征长度，ρ＝1.29Kg/m³，μ＝17.9×10^(-6)Pa·s。

3.根据权利要求1所述的一种人力低空飞行自行车设计方法，其特征在于，所述使用CATIA构建多种翼型的3D模型，在fluent模块中计算三维机翼的气动力，根据计算的三维机翼的气动力分析结果，选择CLARKY翼型制作3D机翼；通过计算CLARKY机翼的升力，根据升力结合人力低空自行车重量优化翼型数据。

4.根据权利要求1所述的一种人力低空飞行自行车设计方法，其特征在于，所述翼型数据包括升力系数，阻力系数，升阻比，及攻角。

5.一种应用如权利要求1～4任意一项所述的一种人力低空飞行自行车设计方法的人力低空飞行自行车结构，其特征在于，包括机翼结构，所述机翼结构包括机翼肋板和翼梁，所述机翼肋板与翼梁螺栓连接，机翼肋板采用等距布置形式。

6.根据权利要求5所述的一种人力低空飞行自行车结构，其特征在于，所述自行车结构为无机身结构，包括机身主梁(1)，所述机身主梁(1)的一侧固定设置有尾翼(3)，所述机身主梁(1)的另一侧设置有螺旋桨(2)，所述机身主梁(1)的下方垂直固定连接有支撑杆(5)，所述支撑杆(5)的另一端固定连接有驾驶舱(6)，所述驾驶舱(6)的一侧设置有起落架(4)。

7.根据权利要求5所述的一种人力低空飞行自行车结构，其特征在于，还包括传动机构：

所述传动机构包括起落架(4)和脚踏板，所述起落架(4)与所述脚踏板之间链传动；所述链传动的传动链包括内链板、外链板、销轴、套筒和滚子；所述轴销与所述外链板，所述套筒与所述内链板之间均使用过盈配合，滚子和套筒使用间隙配合，内链板与外链板设置成8字形结构；所述踏板与所述螺旋桨(2)之间设有一对锥齿轮完成换向传动。

8.根据权利要求7所述的一种人力低空飞行自行车结构，其特征在于，所述踏板与所述螺旋桨(2)的传动链分为两部分；一部分使用链传动实现踏板与螺旋桨(2)的动力传动，另一部分使用锥齿轮实现交叉轴的换向传动。

9.根据权利要求5所述的一种人力低空飞行自行车结构，其特征在于，所述肋板和所述翼梁均采用T300碳纤维管，所述肋板包括普通肋板和加强肋板，普通肋板20mm厚，加强肋板30mm厚用于安装吊钩，翼梁的抗拉强度E＝3.75x10⁹Pa。

10.根据权利要求6所述的一种人力低空飞行自行车结构，其特征在于，所述螺旋桨(2)的扭转角为10°，直径为3m。

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