CN210078842U - 一种飞行姿态可转换的航模 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞行姿态可转换的航模，包括机身、两个机翼，尾管、平飞螺旋桨、两个多旋翼飞行模块，所述多旋翼飞行模块包括旋翼臂、两个垂直动力螺旋桨，各机翼的下端均设置有呈条状的滑槽，各滑槽的长度方向均沿着机翼的翼展方向；各旋翼臂的上端均设置有滑块，各滑槽的端部及滑块的侧面上均固定有第二航空插头，在滑块沿着对应滑槽向机翼上的第二航空插头滑动过程中，两者上的两第二航空插头可相互配合；相互配合的机翼与多旋翼飞行模块之间均设置有可切换锁定状态的锁紧件，在完成所述相互配合后，通过所述锁紧件实现旋翼臂在机翼上的固定。本航模的结构设计方便多旋翼飞行模块在航模上的拆、装。

Description

一种飞行姿态可转换的航模

技术领域

本实用新型涉及无人机技术领域，特别是涉及一种飞行姿态可转换的航模。

背景技术

目前，针对无人机飞机模型，大致可分为固定翼无人机、旋翼无人机，现有技术中，亦出现了可在固定翼飞行与多旋翼飞行之间进行转换的复合翼无人机。其中，固定翼飞行时，航模的组成部件一般包括机身、机翼、尾翼、平飞螺旋桨和控制系统等，尾翼一般包括平尾和垂尾，平尾上的升降舵用于控制无人机的升降，平飞螺旋桨作为动力单元；多旋翼飞行时，航模的组成部件一般包括机身、旋翼臂、多个垂直动力螺旋桨，垂直动力螺旋桨作为动力单元。

航模飞机为飞行爱好者飞行学习的重要手段，飞行爱好者通过其不仅能够熟练控制无人机的正常飞行，同时能够了解无人机的结构组成、飞行原理等。针对复合翼无人机的结构设计，现有技术中出现了模块化无人机，以在无人机以固定翼状态较为快速的飞行时，通过拆卸其上垂直动力螺旋桨等，使得无人机能够具有更小的飞行阻力以增加无人机的航速和续航里程等。

对复合翼无人机的结构作进一步优化，以在进行飞行姿态转换时，方便其上结构部件的连接和拆卸，是本领域技术人员所亟待解决的技术问题。

实用新型内容

针对上述提出的对复合翼无人机的结构作进一步优化，以在进行飞行姿态转换时，方便其上结构部件的连接和拆卸，是本领域技术人员所亟待解决的技术问题，本实用新型提供了一种飞行姿态可转换的航模。本航模的结构设计方便多旋翼飞行模块在航模上的拆、装。

针对上述问题，本实用新型提供的一种飞行姿态可转换的航模通过以下技术要点来解决问题：一种飞行姿态可转换的航模，包括机身、分别设置在机身左侧和右侧上的两个机翼，连接在机身尾部的尾管、安装在机身上或尾管上的平飞螺旋桨、用于连接在不同机翼上的两个多旋翼飞行模块，所述多旋翼飞行模块包括呈杆状的旋翼臂、分别安装在旋翼臂前端和后端的两个垂直动力螺旋桨，各机翼的下端均设置有呈条状的滑槽，各滑槽的长度方向均沿着机翼的翼展方向；

各旋翼臂的上端均设置有滑块，相互配合的机翼与多旋翼飞行模块两者中，所述滑块可嵌入对应机翼的滑槽中且可沿着滑槽的延伸方向滑动，各滑槽的端部及滑块的侧面上均固定有第二航空插头，在滑块沿着对应滑槽向机翼上的第二航空插头滑动过程中，两者上的两第二航空插头可相互配合；

相互配合的机翼与多旋翼飞行模块之间均设置有可切换锁定状态的锁紧件，在完成所述相互配合后，通过所述锁紧件实现旋翼臂在机翼上的固定。

现有技术中，航模的飞行控制器、电池等部件，一般装载在具有容纳功能的机身内，航模以多旋翼飞行时，垂直动力螺旋桨与控制器、电池等需要建立电连接，以完成通信或供电。

现有可转换飞行状态的复合翼无人机航模中，一般采用机翼本身可折叠以翻转螺旋桨或在机翼上连接可拆卸的多旋翼飞行模块以切换航模的飞行姿态。针对机翼本身可折叠的结构设计，一般航模的结构较为复杂且重量较重；针对在机翼上连接可拆卸的多旋翼飞行模块的结构设计，现有技术中的结构设计完成多旋翼飞行模块与机翼对接、信号和供电连通复杂。

本方案中，通过设置为相互匹配的机翼与多旋翼飞行模块两者中，多旋翼飞行模块上的旋翼臂上侧设置滑块，机翼的下侧设置滑槽，且滑块的侧面与滑槽的端部均具有第二航空插头，这样，滑块嵌入滑槽可实现机翼相对于旋翼臂长度方向的定位，两第二航空插头的配合可实现旋翼臂在机翼翼展方向的定位，而后通过锁紧件实现旋翼臂与机翼的固定连接，此时，航模的结构为多旋翼飞行做好准备；通过拆卸锁紧件，两第二航空插头脱扣后即可实现旋翼臂与机翼的分离，此时航模的结构为固定翼飞行做好准备。作为本领域技术人员，所述相互配合即为两第二航空插头相互连通，所述锁紧件可采用卡扣、螺钉等。

本方案中，通过设置为包括所述滑槽、滑块和第二航空插头，可实现在旋翼臂与机翼相对位置确定过程中，通过所述第二航空插头，实现如机身内相应机载设备与多旋翼飞行模块的信号连接和电连接，即第二航空插头作为所述信号连接和电连接的中间连接件，采用本方案，不仅实现所述相对位置确定方便，同时完成所述信号连接和电力连接方便。在完成多旋翼飞行模块在本航模上的安装后，所述第二航空插头均位于机翼以下，故在航模飞行过程中，机翼可作为第二航空插头的防水部件，利于第二航空插头供电连接、通信连接的可靠性或可降低对第二航空插头的防水性能要求。

更进一步的技术方案为：

作为一种设置成本低、连接可靠且易于操作的锁紧件实现形式，所述锁紧件为用于实现旋翼臂与机翼螺钉连接的连接螺钉，所述连接螺钉上的螺纹为细牙螺纹，且连接螺钉上还安装有弹簧垫圈。采用本方案，以上细牙螺纹及弹簧垫圈均用于连接螺钉的防松，利于旋翼臂与机翼连接的可靠性。

如上所述，在完成对应两第二航空插头配合后，还需要通过锁紧件实现旋翼臂与机翼的固定连接，为优化第二航空插头的受力以及利于第二航空插头之间的导通质量，设置为：机翼上的第二航空插头的壳体均通过弹性件与机翼相连。所述弹性件可采用弹簧片等，采用本方案，可通过所述弹性件的变形匹配两第二航空插头的相对位置变化，同时通过弹性件产生的弹力，保证第二航空插头之间的导通质量。

还包括安装在尾管尾部的舵机和平尾，所述舵机与平尾通过摇臂相连；

所述摇臂呈圆柱状，所述平尾上还设置有插孔，且摇臂为后端直径小于前端直径的锥形结构，所述插孔为前端直径大于末端直径的锥形孔，且在摇臂插入插孔的过程中，摇臂与插孔可形成过盈连接关系；

还包括螺纹连接于平尾上的紧固螺栓，用于连接紧固螺栓的螺纹孔与插孔相通；所述过盈连接关系下，在紧固螺栓深入螺纹孔的过程中，紧固螺栓通过其端部向摇臂的侧面施加压力，实现摇臂与平尾的固定。

本方案中，所述舵机用于驱动摇臂上、下摆动，以上摇臂上、下摆动带动平尾上、下摆动，从而达到调节平尾姿态，以达到控制本航模飞行姿势的目的。本方案中，所述舵机的具体实现形式优选采用电磁铁形式，以在结构最为简单的前提下使得摇臂获得相应的动作：通过电磁铁供电控制，使得摇臂在电磁力下上、下摆动以使得平尾获得所需的姿态。如舵机包括机壳和安装在机壳内的两个电磁铁线圈，其中一个电磁铁线圈安装在机壳的上端，另一个电磁铁线圈安装在机壳的下端，摇臂通过转轴与机壳的后端相连，且两个电磁铁线圈均位于摇臂的前端，摇臂的前端向机身侧延伸以使得任意电磁铁线圈均能吸附摇臂的前端，摇臂的后端作为用于与平尾连接的连接端，摇臂在电磁铁线圈作用下绕转轴正、反转动时即为所需的摇臂上、下摆动。限定为摇臂与插孔可形成过盈连接关系旨在限定摇臂与插孔的相对尺寸，即摇臂的后端在由插孔的前端插入插孔的过程中，摇臂与平尾可形成紧配合连接关系，在形成所述紧配合连接关系后，通过紧固螺栓对摇臂与平尾的锁紧，即可实现舵机与平尾的可靠连接。

采用本方案，舵机的工作满足能够驱动摇臂上、下摆动即可，故本方案具有可简化航模尾部结构设计、装配难度和重量的特点；本方案中，通过对摇臂和插孔的形状限定，可使得摇臂与平尾形成可靠的紧配合连接关系，利于本航模飞行过程中的稳定性；如上所述，本方案中，平尾的安装和拆卸仅需要通过调整摇臂与插孔的配合关系即可完成，故本方案还具有平尾拆、装方便，平尾连接可靠的特点。

作为一种可减小航模气动阻力、同时方便舵机装配的技术方案，设置为：所述舵机安装在尾管的中空空间中，且尾管的中空空间呈台阶孔状，舵机靠近机身的一端作用在台阶孔的台阶面上；

所述尾管的尾部还设置有外螺纹，还包括呈桶状的端盖，所述端盖内侧面上还设置有内螺纹，端盖的底部上还设置有贯通其两端的通孔，所述通孔作为摇臂穿过所述底部的通道，所述端盖通过其上的内螺纹连接在尾管的尾部。本方案中，通过先将舵机嵌入尾管尾部的中部空间中，而后通过在尾管尾部连接端盖，即可将舵机夹持在所述台阶面与端盖底部的内侧之间。

作为本领域技术人员，现有航模的飞行控制模块、蓄电池等一般安装在航模的机身内，控制信号与电力供应一般通过导线传递，作为一种可减小航模飞行气动阻力，减少导致航模飞行不稳定的干扰因素的技术方案，设置为：还包括作为舵机供电线缆或控制信号通信线缆的导线，所述导线由尾管的内部向机身所在侧延伸；

作为一种尾管亦可拆，以方便本航模收纳和组成部件展示，且组成本航模的各部分连接方便的技术方案，设置为：所述尾管的前端与机身螺纹连接；

机身与舵机之间的导线的长度大于尾管的长度；

机身上还设置有第一航空插头，所述导线通过第一航空插头与装载在机身内的供电模块或控制模块相连，且尾管与机身完成连接后，所述第一航空插头位于尾管内部。采用本方案，导线与舵机相连的一端为后端，导线用于与机身承载部件相连的一端为前端，在本航模安装时，可通过如下方式实现：导线的前端首先与第一航空插头相连，而后在机身的尾部通过连接螺纹连接尾管，尾管的具体连接方式可在尾管的前端设置外螺纹或内螺纹，对应的机身后端为与所述外螺纹匹配的内螺纹或与内螺纹匹配的外螺纹，而后将舵机嵌入尾管的尾部，而后完成端盖的连接以约束舵机在尾管上的位置，而后在摇臂上完成平尾安装。拆卸为以上安装过程的逆过程。

作为一种可优化摇臂和舵机受力的技术方案，设置为：所述平尾的前端中部还设置有U形槽，所述插孔的前端孔口位于U形槽的槽底上，U形槽两侧的槽壁上均设置有呈条形的插槽，各插槽的长度方向均沿着U形槽的槽深方向；

舵机的左右两侧上均设置有轴线与尾管轴线垂直的销轴，两销轴同轴，在摇臂嵌入插孔的过程中，两销轴分别嵌入一条插槽中，且在摇臂摆动时，各销轴均可在对应插槽中滑动。采用本方案，所述销轴可在舵机与平尾之间传递力，如将销轴设置在舵机的机壳上，针对上述提出的电磁铁驱动摇臂摆动的技术方案，在航模飞行时，可通过销轴受剪优化摇臂和舵机的受力。

为方便组成本航模的部件的制造和使得在插槽配合精度下降后平尾局部可更换，设置为：还包括呈U形的U形块，所述U形槽为U形块围成的U形空间，所述插槽均设置在U形块上，插孔前端孔段位于U形块上。

作为一种易于完成U形块拆、装的技术方案，设置为：所述U形块通过内六角螺栓连接于平尾上。

作为一种航模整体重量轻的技术方案，设置为：所述机身为包括内骨架和蒙皮的空心机构。优选的，设置为蒙皮与内骨架的连接关系均为可拆卸连接关系，这样，可通过更换不同形态的蒙皮，展示航模飞行过程中其外形和尺寸对飞行阻力和姿态的影响。

本实用新型具有以下有益效果：

本方案中，通过设置为包括所述滑槽、滑块和第二航空插头，可实现在旋翼臂与机翼相对位置确定过程中，通过所述第二航空插头，实现如机身内相应机载设备与多旋翼飞行模块的信号连接和电连接，即第二航空插头作为所述信号连接和电连接的中间连接件，采用本方案，不仅实现所述相对位置确定方便，同时完成所述信号连接和电力连接方便。在完成多旋翼飞行模块在本航模上的安装后，所述第二航空插头均位于机翼以下，故在航模飞行过程中，机翼可作为第二航空插头的防水部件，利于第二航空插头供电连接、通信连接的可靠性或可降低对第二航空插头的防水性能要求。

附图说明

图1为本实用新型所述的一种飞行姿态可转换的航模一个具体实施例的立体结构示意图；

图2为本实用新型所述的一种飞行姿态可转换的航模一个具体实施例中，尾管尾部的局部剖视图；

图3为图1所示A部的局部放大图；

图4为本实用新型所述的一种飞行姿态可转换的航模一个具体实施例中，机翼局部的仰视图，其中，虚线部分透视。

图中标记分别为：1、机身，2、平飞螺旋桨，3、尾管，4、平尾，5、舵机，6、摇臂，7、插孔，8、紧固螺栓，9、销轴，10、插槽，11、U形块，12、导线， 13、端盖，14、机翼，15、旋翼臂，16、垂直动力螺旋桨，17、滑槽，18、滑块，19、第二航空插头。

具体实施方式

下面结合实施例对本实用新型作进一步的详细说明，但是本实用新型不仅限于以下实施例：

实施例1：

如图1至图4所示，一种飞行姿态可转换的航模，包括机身1、分别设置在机身1左侧和右侧上的两个机翼14，连接在机身1尾部的尾管3、安装在机身1上或尾管3上的平飞螺旋桨2、用于连接在不同机翼14上的两个多旋翼飞行模块，所述多旋翼飞行模块包括呈杆状的机翼14臂、分别安装在机翼14臂前端和后端的两个垂直动力螺旋桨16，各机翼14的下端均设置有呈条状的滑槽17，各滑槽17的长度方向均沿着机翼14的翼展方向；

各旋翼臂15的上端均设置有滑块18，相互配合的机翼14与多旋翼飞行模块两者中，所述滑块18可嵌入对应机翼14的滑槽17中且可沿着滑槽17的延伸方向滑动，各滑槽17的端部及滑块18的侧面上均固定有第二航空插头19，在滑块18沿着对应滑槽17向机翼14上的第二航空插头19滑动过程中，两者上的两第二航空插头19可相互配合；

相互配合的机翼14与多旋翼飞行模块之间均设置有可切换锁定状态的锁紧件，在完成所述相互配合后，通过所述锁紧件实现旋翼臂15在机翼14上的固定。

现有技术中，航模的飞行控制器、电池等部件，一般装载在具有容纳功能的机身1内，航模以多旋翼飞行时，垂直动力螺旋桨16与控制器、电池等需要建立电连接，以完成通信或供电。

现有可转换飞行状态的复合翼无人机航模中，一般采用机翼14本身可折叠以翻转螺旋桨或在机翼14上连接可拆卸的多旋翼飞行模块以切换航模的飞行姿态。针对机翼14本身可折叠的结构设计，一般航模的结构较为复杂且重量较重；针对在机翼14上连接可拆卸的多旋翼飞行模块的结构设计，现有技术中的结构设计完成多旋翼飞行模块与机翼14对接、信号和供电连通复杂。

本方案中，通过设置为相互匹配的机翼14与多旋翼飞行模块两者中，多旋翼飞行模块上的旋翼臂15上侧设置滑块18，机翼14的下侧设置滑槽17，且滑块18的侧面与滑槽17的端部均具有第二航空插头19，这样，滑块18嵌入滑槽17可实现机翼14相对于旋翼臂15长度方向的定位，两第二航空插头 19的配合可实现旋翼臂15在机翼14翼展方向的定位，而后通过锁紧件实现旋翼臂15与机翼14的固定连接，此时，航模的结构为多旋翼飞行做好准备；通过拆卸锁紧件，两第二航空插头19脱扣后即可实现旋翼臂15与机翼14的分离，此时航模的结构为固定翼飞行做好准备。作为本领域技术人员，所述相互配合即为两第二航空插头19相互连通，所述锁紧件可采用卡扣、螺钉等。

本方案中，通过设置为包括所述滑槽17、滑块18和第二航空插头19，可实现在旋翼臂15与机翼14相对位置确定过程中，通过所述第二航空插头19，实现如机身1内相应机载设备与多旋翼飞行模块的信号连接和电连接，即第二航空插头19作为所述信号连接和电连接的中间连接件，采用本方案，不仅实现所述相对位置确定方便，同时完成所述信号连接和电力连接方便。在完成多旋翼飞行模块在本航模上的安装后，所述第二航空插头19均位于机翼14以下，故在航模飞行过程中，机翼14可作为第二航空插头19的防水部件，利于第二航空插头19供电连接、通信连接的可靠性或可降低对第二航空插头19的防水性能要求。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上作进一步限定，如图1至图4所示，作为一种设置成本低、连接可靠且易于操作的锁紧件实现形式，所述锁紧件为用于实现旋翼臂15与机翼14螺钉连接的连接螺钉，所述连接螺钉上的螺纹为细牙螺纹，且连接螺钉上还安装有弹簧垫圈。采用本方案，以上细牙螺纹及弹簧垫圈均用于连接螺钉的防松，利于旋翼臂15与机翼14连接的可靠性。

如上所述，在完成对应两第二航空插头19配合后，还需要通过锁紧件实现旋翼臂15与机翼14的固定连接，为优化第二航空插头19的受力以及利于第二航空插头19之间的导通质量，设置为：机翼14上的第二航空插头19的壳体均通过弹性件与机翼14相连。所述弹性件可采用弹簧片等，采用本方案，可通过所述弹性件的变形匹配两第二航空插头19的相对位置变化，同时通过弹性件产生的弹力，保证第二航空插头19之间的导通质量。

还包括安装在尾管3尾部的舵机5和平尾4，所述舵机5与平尾4通过摇臂6相连；

所述摇臂6呈圆柱状，所述平尾4上还设置有插孔7，且摇臂6为后端直径小于前端直径的锥形结构，所述插孔7为前端直径大于末端直径的锥形孔，且在摇臂6插入插孔7的过程中，摇臂6与插孔7可形成过盈连接关系；

还包括螺纹连接于平尾4上的紧固螺栓8，用于连接紧固螺栓8的螺纹孔与插孔7相通；所述过盈连接关系下，在紧固螺栓8深入螺纹孔的过程中，紧固螺栓8通过其端部向摇臂6的侧面施加压力，实现摇臂6与平尾4的固定。

本方案中，所述舵机5用于驱动摇臂6上、下摆动，以上摇臂6上、下摆动带动平尾4上、下摆动，从而达到调节平尾4姿态，以达到控制本航模飞行姿势的目的。本方案中，所述舵机5的具体实现形式优选采用电磁铁形式，以在结构最为简单的前提下使得摇臂6获得相应的动作：通过电磁铁供电控制，使得摇臂6在电磁力下上、下摆动以使得平尾4获得所需的姿态。如舵机5包括机壳和安装在机壳内的两个电磁铁线圈，其中一个电磁铁线圈安装在机壳的上端，另一个电磁铁线圈安装在机壳的下端，摇臂6通过转轴与机壳的后端相连，且两个电磁铁线圈均位于摇臂6的前端，摇臂6的前端向机身1侧延伸以使得任意电磁铁线圈均能吸附摇臂6的前端，摇臂6的后端作为用于与平尾4 连接的连接端，摇臂6在电磁铁线圈作用下绕转轴正、反转动时即为所需的摇臂6上、下摆动。限定为摇臂6与插孔7可形成过盈连接关系旨在限定摇臂6 与插孔7的相对尺寸，即摇臂6的后端在由插孔7的前端插入插孔7的过程中，摇臂6与平尾4可形成紧配合连接关系，在形成所述紧配合连接关系后，通过紧固螺栓8对摇臂6与平尾4的锁紧，即可实现舵机5与平尾4的可靠连接。

采用本方案，舵机5的工作满足能够驱动摇臂6上、下摆动即可，故本方案具有可简化航模尾部结构设计、装配难度和重量的特点；本方案中，通过对摇臂6和插孔7的形状限定，可使得摇臂6与平尾4形成可靠的紧配合连接关系，利于本航模飞行过程中的稳定性；如上所述，本方案中，平尾4的安装和拆卸仅需要通过调整摇臂6与插孔7的配合关系即可完成，故本方案还具有平尾4拆、装方便，平尾4连接可靠的特点。

作为一种可减小航模气动阻力、同时方便舵机5装配的技术方案，设置为：所述舵机5安装在尾管3的中空空间中，且尾管3的中空空间呈台阶孔状，舵机5靠近机身1的一端作用在台阶孔的台阶面上；

所述尾管3的尾部还设置有外螺纹，还包括呈桶状的端盖13，所述端盖 13内侧面上还设置有内螺纹，端盖13的底部上还设置有贯通其两端的通孔，所述通孔作为摇臂6穿过所述底部的通道，所述端盖13通过其上的内螺纹连接在尾管3的尾部。本方案中，通过先将舵机5嵌入尾管3尾部的中部空间中，而后通过在尾管3尾部连接端盖13，即可将舵机5夹持在所述台阶面与端盖13底部的内侧之间。

作为本领域技术人员，现有航模的飞行控制模块、蓄电池等一般安装在航模的机身1内，控制信号与电力供应一般通过导线12传递，作为一种可减小航模飞行气动阻力，减少导致航模飞行不稳定的干扰因素的技术方案，设置为：还包括作为舵机5供电线缆或控制信号通信线缆的导线12，所述导线12由尾管3的内部向机身1所在侧延伸；

作为一种尾管3亦可拆，以方便本航模收纳和组成部件展示，且组成本航模的各部分连接方便的技术方案，设置为：所述尾管3的前端与机身1螺纹连接；

机身1与舵机5之间的导线12的长度大于尾管3的长度；

机身1上还设置有第一航空插头，所述导线12通过第一航空插头与装载在机身1内的供电模块或控制模块相连，且尾管3与机身1完成连接后，所述第一航空插头位于尾管3内部。采用本方案，导线12与舵机5相连的一端为后端，导线12用于与机身1承载部件相连的一端为前端，在本航模安装时，可通过如下方式实现：导线12的前端首先与第一航空插头相连，而后在机身1 的尾部通过连接螺纹连接尾管3，尾管3的具体连接方式可在尾管3的前端设置外螺纹或内螺纹，对应的机身1后端为与所述外螺纹匹配的内螺纹或与内螺纹匹配的外螺纹，而后将舵机5嵌入尾管3的尾部，而后完成端盖13的连接以约束舵机5在尾管3上的位置，而后在摇臂6上完成平尾4安装。拆卸为以上安装过程的逆过程。

作为一种可优化摇臂6和舵机5受力的技术方案，设置为：所述平尾4的前端中部还设置有U形槽，所述插孔7的前端孔口位于U形槽的槽底上，U 形槽两侧的槽壁上均设置有呈条形的插槽10，各插槽10的长度方向均沿着U 形槽的槽深方向；

舵机5的左右两侧上均设置有轴线与尾管3轴线垂直的销轴9，两销轴9 同轴，在摇臂6嵌入插孔7的过程中，两销轴9分别嵌入一条插槽10中，且在摇臂6摆动时，各销轴9均可在对应插槽10中滑动。采用本方案，所述销轴9可在舵机5与平尾4之间传递力，如将销轴9设置在舵机5的机壳上，针对上述提出的电磁铁驱动摇臂6摆动的技术方案，在航模飞行时，可通过销轴 9受剪优化摇臂6和舵机5的受力。

为方便组成本航模的部件的制造和使得在插槽10配合精度下降后平尾4 局部可更换，设置为：还包括呈U形的U形块11，所述U形槽为U形块11 围成的U形空间，所述插槽10均设置在U形块11上，插孔7前端孔段位于 U形块11上。

作为一种易于完成U形块11拆、装的技术方案，设置为：所述U形块11 通过内六角螺栓连接于平尾4上。

作为一种航模整体重量轻的技术方案，设置为：所述机身1为包括内骨架和蒙皮的空心机构。优选的，设置为蒙皮与内骨架的连接关系均为可拆卸连接关系，这样，可通过更换不同形态的蒙皮，展示航模飞行过程中其外形和尺寸对飞行阻力和姿态的影响。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本实用新型作的进一步详细说明，不能认定本实用新型的具体实施方式只局限于这些说明。对于本实用新型所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型的技术方案下得出的其他实施方式，均应包含在本实用新型的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞行姿态可转换的航模，包括机身(1)、分别设置在机身(1)左侧和右侧上的两个机翼(14)，连接在机身(1)尾部的尾管(3)、安装在机身(1)上或尾管(3)上的平飞螺旋桨(2)、用于连接在不同机翼(14)上的两个多旋翼飞行模块，所述多旋翼飞行模块包括呈杆状的旋翼臂(15)、分别安装在旋翼臂(15)前端和后端的两个垂直动力螺旋桨(16)，其特征在于，各机翼(14)的下端均设置有呈条状的滑槽(17)，各滑槽(17)的长度方向均沿着机翼(14)的翼展方向；

各旋翼臂(15)的上端均设置有滑块(18)，相互配合的机翼(14)与多旋翼飞行模块两者中，所述滑块(18)可嵌入对应机翼(14)的滑槽(17)中且可沿着滑槽(17)的延伸方向滑动，各滑槽(17)的端部及滑块(18)的侧面上均固定有第二航空插头(19)，在滑块(18)沿着对应滑槽(17)向机翼(14)上的第二航空插头(19)滑动过程中，两者上的两第二航空插头(19)可相互配合；

相互配合的机翼(14)与多旋翼飞行模块之间均设置有可切换锁定状态的锁紧件，在完成所述相互配合后，通过所述锁紧件实现旋翼臂(15)在机翼(14)上的固定。

2.根据权利要求1所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，所述锁紧件为用于实现旋翼臂(15)与机翼(14)螺钉连接的连接螺钉，所述连接螺钉上的螺纹为细牙螺纹，且连接螺钉上还安装有弹簧垫圈。

3.根据权利要求1所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，机翼(14)上的第二航空插头(19)的壳体均通过弹性件与机翼(14)相连。

4.根据权利要求1所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，还包括安装在尾管(3)尾部的舵机(5)和平尾(4)，所述舵机(5)与平尾(4) 通过摇臂(6)相连；

所述摇臂(6)呈圆柱状，所述平尾(4)上还设置有插孔(7)，且摇臂(6)为后端直径小于前端直径的锥形结构，所述插孔(7)为前端直径大于末端直径的锥形孔，且在摇臂(6)插入插孔(7)的过程中，摇臂(6)与插孔(7)可形成过盈连接关系；

还包括螺纹连接于平尾(4)上的紧固螺栓(8)，用于连接紧固螺栓(8)的螺纹孔与插孔(7)相通；所述过盈连接关系下，在紧固螺栓(8)深入螺纹孔的过程中，紧固螺栓(8)通过其端部向摇臂(6)的侧面施加压力，实现摇臂(6)与平尾(4)的固定。

5.根据权利要求4所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，所述舵机(5)安装在尾管(3)的中空空间中，且尾管(3)的中空空间呈台阶孔状，舵机(5)靠近机身(1)的一端作用在台阶孔的台阶面上；

所述尾管(3)的尾部还设置有外螺纹，还包括呈桶状的端盖(13)，所述端盖(13)内侧面上还设置有内螺纹，端盖(13)的底部上还设置有贯通其两端的通孔，所述通孔作为摇臂(6)穿过所述底部的通道，所述端盖(13)通过其上的内螺纹连接在尾管(3)的尾部。

6.根据权利要求5所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，还包括作为舵机(5)供电线缆或控制信号通信线缆的导线(12)，所述导线(12)由尾管(3)的内部向机身(1)所在侧延伸；

所述尾管(3)的前端与机身(1)螺纹连接；

机身(1)与舵机(5)之间的导线(12)的长度大于尾管(3)的长度；

机身(1)上还设置有航空插头，所述导线(12)通过航空插头与装载在机身(1)内的供电模块或控制模块相连，且尾管(3)与机身(1)完成连接后，所述航空插头位于尾管(3)内部。

7.根据权利要求4所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，所述平尾(4)的前端中部还设置有U形槽，所述插孔(7)的前端孔口位于U形槽的槽底上，U形槽两侧的槽壁上均设置有呈条形的插槽(10)，各插槽(10)的长度方向均沿着U形槽的槽深方向；

舵机(5)的左右两侧上均设置有轴线与尾管(3)轴线垂直的销轴(9)，两销轴(9)同轴，在摇臂(6)嵌入插孔(7)的过程中，两销轴(9)分别嵌入一条插槽(10)中，且在摇臂(6)摆动时，各销轴(9)均可在对应插槽(10)中滑动。

8.根据权利要求7所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，还包括呈U形的U形块(11)，所述U形槽为U形块(11)围成的U形空间，所述插槽(10)均设置在U形块(11)上，插孔(7)前端孔段位于U形块(11)上。

9.根据权利要求8所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，所述U形块(11)通过内六角螺栓连接于平尾(4)上。

10.根据权利要求1至9中任意一项所述的一种飞行姿态可转换的航模，其特征在于，所述机身(1)为包括内骨架和蒙皮的空心机构。

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