CN200998602Y - 弹射模型滑翔机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及比赛用弹射模型滑翔机，包括机身、机头、翼台、机翼和尾翼，机身为流线型，机头设置有与机身构造轴线具有角度为1.5°－2.5°夹角的下洗线，机翼的装角线相对于机身构造轴线具有0.5°－1.5°的夹角，所述翼台设置为平翼台，所述尾翼为V型尾翼，其V型的角度为120°。该模型滑翔机符合空气动力学、布局合理，其机翼的升力系数大于平尾的升力系数，达到平尾在迎角增大时有足够的升力增加量；机身产生的涡流导向机尾翼，翼尖把大部分涡流导离，使阻力减到最小，获得最好的滑翔性能，争取最大留空时间；机头下洗线使动力爬升阶段产生低头抬尾力矩，高速爬升时段不拉翻；滑翔时减小下降气流对飞行姿态的干扰，提高飞行安定性，降低模型的重心位置。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种模型滑翔机，具体说涉及一种弹射模型滑翔机。
背景技术
根据航空模型竞赛规则，弹射模型滑翔机利用橡筋的力量将模型弹入空中滑翔，记录从释放到落地滑行停留的时间为飞行成绩。为了获得好的飞行成绩，需要解决高速上升和低速滑翔这对矛盾。
弹射模型滑翔机在飞行中受升力P1、重力P2、推力F1、阻力F2的作用。根据牛顿第一定律，要使飞机保持匀速直线运动状态，作用于它的力应达到平衡，其中升力与重力平衡，推力与阻力平衡，见图1。
弹射模型滑翔机在飞行中的力矩不平衡则会产生旋转加速度。机身纵轴X-X，又称机身构造轴线，力矩不平衡会滚转，横轴Y-Y力矩不平衡会俯仰，立轴Z-Z力矩不平衡会偏航，见图2。
伯努利定理是空气动力学最重要的定理。流体(本文指空气)速度越大，静压力越小；速度越小，静压力越大。机翼上部空气流速较快，静压力则较小；机翼下部空气流速较慢，静压力较大，见图3。其结果机翼被往上推，飞机就飞起来。
弹射模型滑翔机的飞行阻力主要有：摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力。其中摩擦阻力与模型表面粗糙度有关。对于压差阻力，模型做得越趋近于流线型，压差阻力就越小。诱导阻力由升力诱导而来，产生于机翼的两端下表面，是压力大的气流绕过翼尖向机翼上表面的低压区流动，在翼端形成一股涡流而改变了翼端流经机翼的气流方向引起的附加阻力。
如何减少阻力是模型设计的一大难题，因为阻力是由飞行中的推力克服，所以减少阻力能够使模型争取更多的留空时间。
现有常规的弹射模型滑翔机，见图4，滑翔性能较好的弹射起飞时翻筋斗多，飞不高；弹射较高的滑翔性能则较差，主要问题是反映在高速上升和低速滑翔这对矛盾上，另外，弹射模型的调整也较为复杂
发明内容
本实用新型的目的是克服上述缺陷，提供一种比赛用的高速上升、低速滑翔的弹射模型滑翔机。
本实用新型所述的弹射模型滑翔机，包括机身、机头、翼台、机翼和尾翼，所述机身为流线型，所述机头设置有与机身构造轴线具有角度为1.5°-2.5°夹角的下洗线，所述机翼的装角线相对于机身构造轴线具有0.5°-1.5°的夹角，所述翼台设置为平翼台，所述尾翼为V型尾翼，其V型的角度为120°。
所述机翼具有17°～18.5°的上翻角。
在V型尾翼下设置有下垂尾，所述V型尾翼的两翼分别与下垂尾之间的夹角为120°。
所述机翼装角线相对于机身构造轴线的夹角为1°，所述机头下洗线与机身构造轴线之间的夹角为2°。
所述机翼装角线相对于机身构造轴线的夹角为1°，所述机头下洗线与机身构造轴线之间的夹角为2°。
所述机翼的构造轴线相对于机身的横轴线前掠30°。
所述机翼末端设有翼尖小翼，该翼尖小翼向上翘起，与机翼本体形成135°角度。
本实用新型所述的弹射模型滑翔机符合空气动力学、布局合理，其机翼的升力系数足够大于平尾的升力系数，达到平尾在迎角增大时有足够大的升力增加量。流线型机身将机身产生的涡流导向机尾翼，尾翼下垂尾的翼尖可以把大部分涡流导离，使阻力减到最小，获得最好的滑翔性能，争取最大留空时间。机头下洗线的设置使动力爬升阶段产生低头抬尾力矩，高速爬升时段不拉翻；滑翔时减小下降气流对飞行姿态的干扰，提高飞行安定性，降低模型的重心位置。总之，本实用新型所述的弹射模型滑翔机具有良好的爬升性能，并保障低速平稳滑翔，在风力3-6级条件下飞行时间可达48″-57″。
附图说明
图1是弹射模型滑翔机飞行中的受力分析图；
图2是弹射模型滑翔机飞行中的力矩分析图；
图3是弹射模型滑翔机机翼升力的产生分析图；
图4是常规弹射模型滑翔机的结构示意图；
图5是本实用新型所述的弹射模型滑翔机的结构示意图；
图6是图5的俯视图；
图7是图5的A-A向剖视图，表示弹射模型滑翔机的尾翼和下垂尾的布局；
图8是图5的右视图；
图9是本实用新型所述的另一个实施例的结构示意图。
具体实施方式
参见图5和图6，本实用新型所述的弹射模型滑翔机包括机身4、机头1、翼台10、机翼2和尾翼5。
为减小滑翔时下降气流对飞行姿态的干扰，提高飞行安定性，降低模型的重心，本实用新型所述的模型滑翔机的机身4设计为流线型，所述机头1设置有与机身构造轴线X-X具有夹角β的下洗线8，该夹角β为1.5-2.5度，最好为2度。流线型机身可将机身产生的涡流导向尾翼，尾翼下垂尾的翼尖可以把大部分涡流导离，使阻力减到最小，获得最好的滑翔性能，争取最大留空时间。夹角β的设置使动力爬升阶段产生低头抬尾力矩，高速爬升不拉翻，增加了盘旋安定性，滑翔时减小下降气流对飞行姿态的干扰，提高飞行和俯仰安定性，降低模型的重心位置。机头上弧形状和倒角可调整抬尾力矩的大小，控制高速起飞时的爬升角度。
弹射模型滑翔机的俯仰安定在于增大时平尾还有足够大的升力增加量。本实用新型所述的模型滑翔机的机翼2的装角线9相对于机身构造轴线X-X具有一个夹角α，该夹角α为0.5度-1.5度，最好为1度。这样模型在飞行中机翼的升力系数足够大于平尾的升力系数，达到平尾在迎角增大时机翼有足够大的升力增加量。
本实用新型所述的弹射模型滑翔机的翼台10设置为平翼台，克服了高翼台后面产生的涡流使空气阻加力大的缺陷。
本实用新型还对机翼上翻角γ进行了改进，参见图8，常规模型机翼上翻角通常为15°～16°，在此基础上加大2°～2.5°，使上翻角γ达到17°～18.5°。机翼上翻角加大后，有助于盘旋安定性。
为使弹射时弹射动力线损失的弹射动力尽可能小，模型滑翔机的弹射钩7距机身构造轴线X-X的垂直距离应尽量小，本实用新型所述的弹射模型滑翔机的弹射钩距机身构造轴线X-X的垂直距离为3毫米-5毫米。
参见图7，本实用新型所述的弹射模型滑翔机的尾翼5设计为V型尾翼，其V型的角度为120°。
在V型尾翼下设置有下垂尾6，所述V型尾翼的两翼分别与下垂尾之间的夹角为120°，便于发射模型时的手指把持，不易打滑，操作方便。
下垂尾的作用是在模型高速起飞时，下垂尾与机身产生抬尾的力矩，并且能避开机翼上下弧面在飞行时产生的涡流。通过对下垂尾的下轮廓线进行倒角可调整抬尾力矩的大小，控制高速起飞时的俯仰问题。通常情况下，模型的机身尾部易断裂，下垂尾可起到加强机身尾部结构强度的作用。下垂尾还可解决由于高翼台改成平翼台造成的重心位置提高问题，使弹射模型滑翔机的重心位置降低，提高盘旋安定性。
参见图8，为准确控制弹射起飞的爬升飞行姿态，所述机翼翼尖端增设有翼尖小翼3，该翼尖小翼3向上翘起45°角度，与机翼本体形成135°角，通过调整翼尖小翼的安装角度差，可精确控制爬行段飞行姿态的协调，解决了滑翔性能好的模型翻筋斗多的问题，使轨迹形成绕纵轴右侧横滚来复线式上升，达到弹射动能可至的极限高度；滑翔过程中产生无侧倾的右盘滑翔，争取更多留空时间；盘旋安定性能好；在竞赛规定的翼展200毫米规则条件下，与常规模型相比可有效增加升力面积；由于诱导阻力的减小，使模型总阻力降低。我们设计的“小燕子”弹射模型滑翔机可垂直弹射起飞而不发生拉翻现象。
本实用新型所述的弹射模型滑翔机的机翼构造轴线11相对于机身的横轴线Y-Y向后倾2°，以使作用到翼面上的压力值减小，可减缓阻力，模型在高速起飞时具有更优异的俯仰安定，并且弥补平翼台设计带来的盘旋安定性减弱问题，从而增加模型盘旋安定性。
“小燕子”的飞行姿态：静气流条件下，在动力爬升全过程保障模型横滚，来复线线式上升，达到爬升最大高度，动能消失后即转入无侧倾的右盘滑翔状态。在风力3级条件下飞行时间为48″47。
参见图9，本实用新型的另一个实施例是在上述“小燕子”弹射模型滑翔机的基础上进行了又一次改进，模型称为“鹈鹕”，以更好地提高抗风性能。通过试飞和调整，确定新模型机翼的构造轴线11前掠30°，它可以最大限度地减少弹射起飞时的机翼阻力，使模型在5～6级大风时有良好的爬升性能，并保障低速平稳滑翔。
飞行姿态：大风条件下，左侧倾高速起飞，不摇摆，向右90°横滚，左盘升空，动能消失后转入无侧倾的右盘滑翔。最好飞行成绩：在5～6级风力条件下，飞行时间为57″。
Claims (9)
1、弹射模型滑翔机，包括机身(4)、机头(1)、翼台、机翼(2)和尾翼(5)，其特征是所述机身(4)为流线型，所述机头(1)设置有与机身构造轴线(X-X)具有角度为1.5°-2.5°夹角(β)的下洗线(8)，所述机翼(5)的装角线(9)相对于机身构造轴线(X-X)具有0.5°-1.5°的夹角(α)，所述翼台设置为平翼台，所述尾翼(5)为V型尾翼，其V型的角度为120°。
2、根据权利要求1所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼(5)具有17°～18.5°的上翻角(γ)。
3、根据权利要求1或2所述的模型滑翔机，其特征是在V型尾翼下设置有下垂尾(6)，所述V型尾翼的两翼分别与下垂尾之间的夹角为120°。
4、根据权利要求1或2所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼(2)装角线相对于机身构造轴线(X-X)的夹角(α)为1°，所述机头下洗线与机身构造轴线(X-X)之间的夹角(β)为2°。
5、根据权利要求3所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼(2)装角线相对于机身构造轴线(X-X)的夹角(α)为1°，所述机头下洗线与机身构造轴线(X-X)之间的夹角(β)为2°。
6、根据权利要求4所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼的构造轴线(11)相对于机身的横轴线(Y-Y)前掠30°。
7、根据权利要求5所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼的构造轴线(11)相对于机身的横轴线(Y-Y)前掠30°。
8、根据权利要求6所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼末端设有翼尖小翼(3)，该翼尖小翼向上翘起，与机翼本体形成135°角度。
9、根据权利要求7所述的模型滑翔机，其特征是所述机翼末端增设有翼尖小翼，该翼尖小翼向上翘起，与机翼本体形成135°角度。
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Cited By (2)
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|---|---|---|---|---|
| CN106902520A (zh) * | 2016-10-30 | 2017-06-30 | 天津师范大学 | 一种通过尾翼调控盘旋的弹射式滑翔机模型 |
| CN110624256A (zh) * | 2019-10-18 | 2019-12-31 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种航空模型滑翔机 |
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2007
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| CN110624256A (zh) * | 2019-10-18 | 2019-12-31 | 深圳市道通智能航空技术有限公司 | 一种航空模型滑翔机 |
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