CN217187873U - 飞机航模 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种飞机航模。飞机航模包括模主体、机翼以及安装结构。模主体包括前机身和后机身，前机身一端设有第一拆装部，后机身朝向前机身的一端设有第二拆装部，机翼设有安装部，安装结构设于安装部，用于安装驱动件，机翼可拆卸地连接前机身和/或后机身的两侧。第一拆装部和第二拆装部一端可拆卸连接，使得飞机航模的模主体能够做到再次拆卸并快速的安装，增加飞机航模的拆卸零散度，减小飞机航模的包装体积。

Description

飞机航模

技术领域

本实用新型涉及设备制造领域，具体涉及一种飞机航模。

背景技术

随着科技的发展，各种各样的电子遥控产品出现在人们的生活当中，飞机航模就是其中的代表之一，目前可拆卸的航模机身未进行再次拆卸，导致包装售卖体积大，且机身和机翼等多为卡扣连接、或销接、或螺纹连接，拆卸安装步骤复杂，无法快速拆装，其他局部进行插接、扣接其连接可靠性低。

实用新型内容

本实用新型的主要目的是提供一种飞机航模，旨在使现有的飞机航模拆卸安装步骤简单，做到快速拆装，且局部进行插接、扣接等方式安装可靠性高。

为实现上述目的，本实用新型提出的一种飞机航模，所述飞机航模包括：

模主体，所述模主体包括前机身和后机身，所述前机身一端设有第一拆装部，所述后机身朝向所述前机身的一端设有第二拆装部，所述第一拆装部和所述第二拆装部一端可拆卸连接；

机翼，所述机翼可拆卸地连接所述前机身和/或所述后机身的两侧，所述机翼设有安装部；

安装结构，所述安装结构设于所述安装部，用于安装驱动件。

可选地，所述第一拆装部包括第一凸起和第一限位块，所述第二拆装部包括第一凹槽和第一限位槽，所述第一凸起设于所述第一凹槽，所述第一限位块设于所述第一限位槽。

可选地，所述前机身包括：机头以及前机壳体，所述机头与所述前机壳体远离所述第一拆装部的一端扣合连接。

可选地，所述前机身和所述后机身朝向所述机翼的两侧分别设有第一连接结构，所述机翼对应设有第二连接结构，所述第一连接结构与所述第二连接结构可拆卸地连接。

可选地，所述第一连接结构包括多个间隔设置的第二凸起，所述第二连接结构包括有多个间隔设置的第二凹槽，一所述第二凸起设于一所述第二凹槽内。

可选地，所述第一连接结构还包括多个间隔设置的第二限位块，所述第二连接结构还包括有多个间隔设置的第二限位槽，一所述第二限位块设于一所述第二限位槽内。

可选地，所述机翼包括：

两大机翼，两所述大机翼对称设于所述前机身和/或所述后机身的两侧，所述安装结构设于所述安装部；及

两小机翼，两所述小机翼可拆卸地对称设于所述后机身的两侧。

可选地，所述机翼还包括两侧机翼，一所述侧机翼设于同侧的一所述大机翼和/或一所述小机翼的顶部，一所述侧机翼设有两间隔设置的两卡位部，所述大机翼和/或所述小机翼分别设有卡位槽，一卡位部卡接于一所述卡位槽。

可选地，所述模主体内部形成空腔，所述空腔中设置有控制模块。

可选地，所述前机身和/或所述机翼上开设有线槽，所述安装结构的连接线设于所述线槽，所述连接线远离所述安装结构的一端电性连接所述控制模块。

本实用新型技术方案通过提供一种飞机航模，所述飞机航模包括模主体、机翼以及安装结构。所述模主体包括前机身和后机身，所述前机身一端设有第一拆装部，所述后机身朝向所述前机身的一端设有第二拆装部，所述机翼设有安装部，所述安装结构设于所述安装部，用于安装驱动件，所述机翼可拆卸地连接所述前机身和/或所述后机身的两侧。所述第一拆装部和所述第二拆装部一端可拆卸连接，使得飞机航模的模主体能够做到再次拆卸并快速的安装，增加飞机航模的拆卸零散度，减小飞机航模的包装体积。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本实用新型飞机航模的立体结构示意图；

图2为本实用新型飞机航模的安装侧机翼一表面立体分解结构示意图；

图3为本实用新型飞机航模的另一表面立体分解结构示意图；

图4为本实用新型飞机航模的机翼组合立体结构示意图；

图5为本实用新型飞机航模的机翼分解立体结构示意图。

附图标号说明：

标号	名称	标号	名称
				100	飞机航模	1	模主体
20	后机身	10	前机身
				21	第二拆装部	11	前机壳体
21A	第一凹槽	12	机头
				21B	第一限位槽	13	第一拆装部
3	机翼	131	第一凸起
				31	大机翼	132	第一限位块
311	安装部	14	第一连接结构
				312	安装结构	141	第二凸起
32	小机翼	14A	第二限位槽
				33	侧机翼	34	第二连接结构
331	卡位部	341	第二限位块
				31A	卡位槽	34A	第二凹槽
313	机轮部	50	驱动件

本实用新型目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本实用新型的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

需要说明，若本实用新型实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)，则该方向性指示仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，若本实用新型实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本实用新型要求的保护范围之内。

参考图1至图4，图1为本实用新型飞机航模100的结构示意图；图2为本实用新型飞机航模100的爆炸图；图3为本实用新型飞机航模100的主视图；图4 为本实用新型飞机航模100的后视图。本实用新型的第一实施例中，本实用新型提供一种飞机航模100，飞机航模100包括模主体1、机翼3以及安装结构312。模主体1包括前机身10和后机身20，前机身10一端设有第一拆装部13，后机身 20朝向前机身10的一端设有第二拆装部21，机翼3设有安装部311，安装结构 312设于安装部311，用于安装驱动件50，机翼3可拆卸地连接前机身10和/或后机身20的两侧。第一拆装部13和第二拆装部21一端可拆卸连接，使得飞机航模100的模主体1能够做到再次拆卸并快速的安装，增加飞机航模100的拆卸零散度，减小飞机航模100的包装体积。

可以理解的是，安装结构312设为弹性夹结构，弹性夹结构设于夹槽，开设安装部311的机翼3部分设于夹槽内，机翼3相背离的两表面分别与夹槽的槽侧壁弹性抵接。弹性夹的设置使得机翼3的结构保持完整性，同时设置夹槽将安装结构312夹设于机翼3，在弹性限位提升稳定性的同时提升拆装简易性。

可以理解的是，本实用新型的技术方案在未安装安装结构和驱动件时，可作为不带动力源的手抛航模使用；在设置有驱动件时，可作为电子遥控航模使用，以满足更多用户需求。

可选地，第一拆装部13包括第一凸起131和第一限位块132，第二拆装部 21包括第一凹槽21A和第一凹槽21B，第一凸起131设于第一凹槽21A，第一限位块132设于第一凹槽21B。

在本实施例中，前机身10和后机身20通过第一拆装部13可拆卸地连接，第一拆装部13设于前机身10一端，第二拆装部21设于后机朝向身前机身10的一端，第一拆装部13包括第一凸起131和第二拆装部21的第一凹槽21B之间形成榫卯连接，以增强前机身10和后机身20的连接可靠性，可快速拆装，利于飞机航模100的普遍推广。

进一步地，前机身10包括：机头12以及前机壳体11，机头12与前机壳体 11远离第一拆装部13的一端扣合连接。

需要说明的是，机头12的形状为子弹头，用户可以根据自己的需求进行改进，此外，机头12设置为子弹头形状还能够满足飞机航模在起飞状态时稳定阻力小。机头12与前机壳体11连接处为螺纹式连接或者扣合连接能够保证快机头12与前机壳体11速拆装又能保证机头12与前机壳体11不易分离。

可选地，前机身10和后机身20朝向机翼3的两侧分别设有第一连接结构 14，机翼3对应设有第二连接结构34，第一连接结构14与第二连接结构34可拆卸地连接。

在本实施例中，机翼3与模主体1也为可拆卸连接，机翼3对称设于前机身 10和/或后机身20的两侧，则前机身10和/或后机身20朝向机翼3的两侧分别设置第一连接结构14，机翼3朝向前机身10和/或后机身20的一侧设置有对应的第二连接结构34，第一连接结构14与第二连接结构34形成榫卯连接，以固定其连接可靠性。

可选地，第一连接结构14包括多个间隔设置的第二凸起141，第二连接结构34包括有多个间隔设置的第二凹槽34A，一第二凸起141设于一第二凹槽 34A内。

可选地，第一连接结构14还包括多个间隔设置的第二限位槽14A，第二连接结构34还包括有多个间隔设置的第二限位块341，一第二限位块341设于一第二限位槽14A内。

在一可选的实施例中，第一连接包括多个间隔设置的第二凸起141和第二限位槽14A，对应的第二连接结构34包括有与第二凸起141适配设置的第二凹槽34A、与第二限位块341适配设置的第二限位块341，其中,第二凸起141设于第二凹槽34A中、第二限位块341对应设于第二限位槽14A中，形成机翼3与前机身10和/或后机身20的连接稳定性。

可以理解的是，第一凸起131和第二凸起141均为弧形凸起，其弧形凸起的弧度大于π，且小于2π，对应的第一凹槽21A和第二凹槽34A的槽壁弧度也大于π，且小于2π。弧形设置的第一凸起131、第二凸起141分别适配弧形设置的第一凹槽21A、第二凹槽34A，以限位前机身10、后机身20与机翼3在水平面内的运动，提升限位和连接的可靠性。

可以理解的是，第一凸起131与第一凹槽21A过盈配合，第二凸起141与第一凹槽21A过盈配合，且第一限位块132与第一凹槽21B、第二限位块341与第二限位槽14A相互之间均为过盈配合，以提升拆卸安装的稳定性。

可选地，机翼3包括两大机翼31及两小机翼32，两大机翼31对称设于前机身10和/或后机身20的两侧，两小机翼32可拆卸地对称设于后机身20的两侧。安装结构312设于安装部311，用于安装驱动件50。

本实施例中，机翼3对称安装于前机身10和/或后机身20的两侧。大机翼31 安装在前机身10上能够为飞机航模100在飞行时提供助推力，小机翼32用于稳定飞机在起飞时的气流，通过与大机翼31的配合实现在飞机航模100在飞行过程中更加稳定不会发生颠簸，大机翼31与前机身10的材质可以根据用户的选择进行调整。大机翼31对称设于前机身10和/或后机身20的两侧，一侧大机翼 31对前机身10和后机身20的一侧进行同时连接限位，搭配第一拆装部13与第二拆装部21进行二次限位，同时大机翼31限位于前机身10和/或后机身20，前机身10和/或后机身20对大机翼31的支撑力增强，连接可靠性强且飞行稳定性增强。

可以理解的是，第二连接结构34设于大机翼31和小机翼32上，且分别设于大机翼31和小机翼32朝向前机身10和/或后机身20的一侧，通过第一连接结构14和第二连接结构34的连接提升模主体1和机翼3的连接稳定性。

可选地，机翼3还包括两侧机翼33，一侧机翼33设于同侧的一大机翼31和 /或一小机翼32的顶部，一侧机翼33设有两间隔设置的两卡位部331，大机翼31 和/或小机翼32分别设有卡位槽31A，一卡位部331卡接于一卡位槽31A。

在一可选的实施例中，机翼3包括两大机翼31、两小机翼32以及两侧机翼 33。两侧机翼33形状结构相同，两侧机翼33间隔设置，一侧机翼33连接同侧一大机翼31和一小机翼32，侧机翼33设置两间隔的卡位部331，对应的大机翼 31设置一卡位槽31A、小机翼32设置一卡位槽31A，侧机翼33的两卡位部331 分别设于两卡位槽31A中，并通过侧机翼33对大机翼31和小机翼32进行连接和限位，同时侧机翼33限位于大机翼31和小机翼32，提升机翼3的各部件之间的连接稳定性。

此外，还需要补充的是，两小机翼32可转动的设置在后机身2011上，即实现飞机航模100方向舵的功能，飞机航模100方向舵是指：垂直尾翼(即相当于本申请中的侧机翼33)上为实现飞机航向操纵的可活动的翼面部分即相当于本申请中的两大机翼31和两小机翼32,可操纵侧机翼33的左右偏转控制飞机航向。方向舵左转，气流作用其上产生一个使尾部向右的力矩，使机头12 向左，改变了飞机航向，方向舵右转则机头12向右。

进一步地，模主体1内部形成空腔，空腔中设置有控制模块。

需要说明的是，模主体1内部形成空腔用于安装控制模块和电池；其中容腔可单独开设于前机壳体11、或者后机身20，或由前机壳体11、后机身20围合而成。飞机航模100还包括电源，电源设于空腔内且与控制模块、驱动件50 分别为电性连接。控制模块用于控制空腔内的电池提供动力给飞机航模100的驱动件50，起到推动的作用，内腔能够容纳更大的电池，为飞机航模100提供更大的续航能力。

可以理解的是，围合形成有空腔的模主体1对应开设散热孔，散热孔的设置能够及时将飞机航模100中产生的热量消散掉保护航模100空腔内设置的部件的使用寿命。

可以理解的是，模主体1还设置有机轮部313，机轮部313用于安装机轮，机轮和侧机翼33朝向模主体1相背离的两表面。飞机航模100的机轮包括前机轮以及后机轮，前机轮位于前机身10下方用在飞机航模100在着陆状态调整飞机行驶方向和运行；后机轮通常设置有两个机轮，分别设置在大机翼31 和/或小机翼32下方。

可选地，前机身10和/或机翼3上开设有线槽，安装结构312的连接线设于线槽，连接线远离安装结构312的一端电性连接控制模块。

需要说明的是，线槽从一大机翼31上起经过前机身10不间断至设于容腔内，与容腔内的控制模块和电源均为电性连接，线槽的设置能提升动力部分和控制模块安装的线结构走线整齐，减小线的拉扯和受力带来的不稳定性，提升驱动件50的安装和使用的可靠性。

可以理解的是，驱动件50设置于安装结构312上，驱动件50用于为飞机航模100提供动力。此外，飞机航模100还匹配有天线和外部遥控器，外部遥控器通过天线与飞机航模100中的控制模块进行无线连接，以便于控制飞机航模 100的起飞、降落、加速以及变向等运行方式。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其它变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者系统不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其它要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者系统所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者系统中还存在另外的相同要素。

上述本实用新型实施例仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到上述实施例方法可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件，但很多情况下前者是更佳的实施方式。基于这样的理解，本实用新型的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例，并非因此限制本实用新型的专利范围，凡是在本实用新型的实用新型构思下，利用本实用新型说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本实用新型的专利保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机航模，其特征在于，所述飞机航模包括：

模主体，所述模主体包括前机身和后机身，所述前机身一端设有第一拆装部，所述后机身朝向所述前机身的一端设有第二拆装部，所述第一拆装部和所述第二拆装部一端可拆卸连接；

机翼，所述机翼可拆卸地连接所述前机身和/或所述后机身的两侧，所述机翼设有安装部；

安装结构，所述安装结构设于所述安装部，用于安装驱动件。

2.如权利要求1所述的飞机航模，其特征在于，所述第一拆装部包括第一凸起和第一限位块，所述第二拆装部包括第一凹槽和第一限位槽，所述第一凸起设于所述第一凹槽，所述第一限位块设于所述第一限位槽。

3.如权利要求1所述的飞机航模，其特征在于，所述前机身包括：机头以及前机壳体，所述机头与所述前机壳体远离所述第一拆装部的一端扣合连接。

4.如权利要求1所述的飞机航模，其特征在于，所述前机身和所述后机身朝向所述机翼的两侧分别设有第一连接结构，所述机翼对应设有第二连接结构，所述第一连接结构与所述第二连接结构可拆卸地连接。

5.如权利要求4所述的飞机航模，其特征在于，所述第一连接结构包括多个间隔设置的第二凸起，所述第二连接结构包括有多个间隔设置的第二凹槽，一所述第二凸起设于一所述第二凹槽内。

6.如权利要求4所述的飞机航模，其特征在于，所述第一连接结构还包括多个间隔设置的第二限位块，所述第二连接结构还包括有多个间隔设置的第二限位槽，一所述第二限位块设于一所述第二限位槽内。

7.如权利要求1至6中任一项所述的飞机航模，其特征在于，所述机翼包括：

两大机翼，两所述大机翼对称设于所述前机身和/或所述后机身的两侧，所述安装结构可拆卸地设于所述安装部；及

两小机翼，两所述小机翼可拆卸地对称设于所述后机身的两侧。

8.如权利要求7所述的飞机航模，其特征在于，所述机翼还包括两侧机翼，一所述侧机翼设于同侧的一所述大机翼和/或一所述小机翼的顶部，一所述侧机翼设有两间隔设置的两卡位部，所述大机翼和/或所述小机翼分别设有卡位槽，一卡位部卡接于一所述卡位槽。

9.如权利要求1所述的飞机航模，其特征在于，所述模主体内部形成空腔，所述空腔中设置有控制模块。

10.如权利要求9所述的飞机航模，其特征在于，所述前机身和/或所述机翼上开设有线槽，所述安装结构的连接线设于所述线槽，所述连接线远离所述安装结构的一端电性连接所述控制模块。

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