飞机的翼尖平衡转向结构制造技术

本实用新型专利技术涉及一种飞机的翼尖平衡转向结构，包括固定在飞机上的主受力隔板及侧受力隔板；特点是还包括限位套管、连接套管、驱动结构及承托杆；侧受力隔板均安装在连接套管上，连接套管的左端位于最左侧的侧受力隔板中，连接套管的右端位于最右侧的侧受力隔板中；承托杆的左端伸出最左侧的侧受力隔板并与主受力隔板固定连接，承托杆的右端伸出最右侧的侧受力隔板，在承托杆的右端设有环形凸起；限位套管套设在承托杆上，限位套管的左端与主受力隔板的右侧相互接触，限位套管的右端与连接套管的左端相互接触；驱动结构安装在最右侧的侧受力隔板上。其优点为:转向平衡结构可以使飞机机翼直接摆动，摆动角度较小，飞机机翼受到的阻力较小。

【技术实现步骤摘要】
飞机的翼尖平衡转向结构
本技术涉及一种飞机的翼尖平衡转向结构。
技术介绍
现有的飞机包括机身、机翼及转向舵，在所述机翼上设有副翼；当飞机转向时，副翼及转向舵摆动从而使飞机倾斜；副翼相对于飞机机翼体积较小，故需要摆动较大的角度才能使飞机偏转，副翼受到的空气阻力大容易损毁。
技术实现思路
本技术的目的是克服现有技术的不足而提供一种飞机的翼尖平衡转向结构，转向平衡结构可以使飞机机翼直接摆动，摆动角度较小，飞机机翼受到的阻力较小。为了达到上述目的，本技术是这样实现的，其是一种飞机的翼尖平衡转向结构，包括固定在飞机上的主受力隔板及两块以上的侧受力隔板；其特征在于还包括限位套管、连接套管、驱动结构及承托杆；所述侧受力隔板均安装在连接套管上，所述连接套管的左端位于最左侧的侧受力隔板中，连接套管的右端位于最右侧的侧受力隔板中；所述承托杆位于连接套管中并可相对转动，承托杆的左端伸出最左侧的侧受力隔板并与主受力隔板固定连接，承托杆的右端伸出最右侧的侧受力隔板，在承托杆的右端设有环形凸起，连接套管的右端与环形凸起相互接触；所述限位套管套设在承托杆上，限位套管的左端与主受力隔板的右侧相互接触，限位套管的右端与连接套管的左端相互接触；所述驱动结构安装在最右侧的侧受力隔板上，驱动结构驱动侧受力隔板及连接套管在承托杆上转动。在本技术方案中，还包括一条以上的连接杆；所有侧受力隔板均安装在连接杆上，连接杆与连接套管相互平行并位于同一平面上。在本技术方案中，所述驱动结构包括驱动电机、第一摆臂、第二摆臂及驱动臂；所述驱动臂固定的设在环形凸起上，所述第二摆臂的一端于驱动臂转动连接，所述第一摆臂的一端与第二摆臂的另一端转动连接；所述驱动电机的输出端与第一摆臂的另一端固定连接并带动第一摆臂摆动。在本技术方案中，在所述主受力隔板上设有一个以上的第一过线通孔、在所述侧受力隔板上设有一个以上的第二过线通孔。在本技术方案中，所述主受力隔板的厚度大于侧受力隔板厚度。本技术与现有技术相比的优点为：转向平衡结构可以使飞机机翼直接摆动，摆动角度较小，飞机机翼受到的阻力较小。附图说明图1是本技术一个方向的立体图。图2是本技术另一个方向的立体图；图3是本技术的分解图；图4是图1的俯视图；图5是图4的A-A剖视图；图6是图5的局部B放大图；图7是图6的局部C放大图；图8是本技术机翼翼尖转动的使用状态图；图9是本技术机翼翼尖包蒙皮后转动的使用状态图；图10是本技术机翼翼尖包蒙皮后的使用状态图。具体实施方式下面结合附图对本技术的具体实施方式作进一步说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本技术，但并不构成对本技术的限定。此外，下面所描述的本技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以互相结合。在本技术描述中,术语“左”及“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术而不是要求本技术必须以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。如图1至图7所示，其是一种飞机的翼尖平衡转向结构，包括固定在飞机上的主受力隔板1及两块的侧受力隔板3；还包括限位套管2、连接套管5、驱动结构6及承托杆7；所述侧受力隔板3均安装在连接套管5上，所述连接套管5的左端位于最左侧的侧受力隔板3中，连接套管5的右端位于最右侧的侧受力隔板3中；所述承托杆7位于连接套管5中并可相对转动，承托杆7的左端伸出最左侧的侧受力隔板3并与主受力隔板1固定连接，承托杆7的右端伸出最右侧的侧受力隔板3，在承托杆7的右端设有环形凸起71，连接套管5的右端与环形凸起71相互接触；所述限位套管2套设在承托杆7上，限位套管2的左端与主受力隔板1的右侧相互接触，限位套管2的右端与连接套管5的左端相互接触；所述驱动结构6安装在最右侧的侧受力隔板3上，驱动结构6驱动侧受力隔板3及连接套管4在承托杆7上转动。所述连接套管5的最左端位置与最左侧的侧受力隔板3的左侧面相互平行，所述连接套管5的最右端位置与最右侧的侧受力隔板3的右侧面相互平行。所述侧受力隔板3的数量、大小根据实际的飞机大小而定。当飞机转向时，驱动结构6带动侧受力隔板3摆动，从而控制飞机的倾斜角度和转向角度。当相对角达到10°左右，机翼翼尖会失速，升力降低，机身会向失速方向倾斜，且当相对角变大，风阻变大，飞机机翼翼尖有个向后的拉力，拉力和失速的力形成合力，从而促使飞机转弯；所述承托杆7的大小、长短及强度根据实际的飞机大小而定。在本实施例中，还包括一条以上的连接杆4；所有侧受力隔板3均安装在连接杆4上，连接杆4与连接套管5相互平行并位于同一平面上。加大侧受力隔板3的受力强度。所述连接杆4的数量、大小、强度及相对位置根据实际的飞机大小而定。在本实施例中，所述驱动结构6包括驱动电机61、第一摆臂62、第二摆臂63及驱动臂64；所述驱动臂64固定的设在环形凸起71上，所述第二摆臂63的一端于驱动臂64转动连接，所述第一摆臂62的一端与第二摆臂的另一端转动连接；所述驱动电机61的输出端与第一摆臂62的另一端固定连接并带动第一摆臂62摆动。在本技术方案中，在所述主受力隔板1上设有一个以上的第一过线通孔11、在所述侧受力隔板3上设有一个以上的第二过线通孔31。所述第一过线通孔11、及第二过线通孔31的数量及大小根据实际的使用情况而定。在本技术方案中，所述主受力隔板1的厚度大于侧受力隔板3厚度。所述主受力隔板1的厚度的大小根据实际飞机的大小而定，所述侧受力隔板3厚度及大小根据实际飞机的大小而定。本技术只详细说明了飞机机翼的右机翼尖原理，飞机机翼的左机翼的机翼尖的原理与右机翼尖原理相同。以上结合附图对本技术的实施方式作出详细说明，但本技术不局限于所描述的实施方式。对于本领域的普通技术人员而言，在不脱离本技术的原理和宗旨的情况下对这些实施方式进行多种变化、修改、替换及变形仍落入在本技术的保护范围内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机的翼尖平衡转向结构，包括固定在飞机上的主受力隔板（1）及两块以上的侧受力隔板（3）；其特征在于还包括限位套管（2）、连接套管（5）、驱动结构（6）及承托杆（7）；所述侧受力隔板（3）均安装在连接套管（5）上，所述连接套管（5）的左端位于最左侧的侧受力隔板（3）中，连接套管（5）的右端位于最右侧的侧受力隔板（3）中；所述承托杆（7）位于连接套管（5）中并可相对转动，承托杆（7）的左端伸出最左侧的侧受力隔板（3）并与主受力隔板（1）固定连接，承托杆（7）的右端伸出最右侧的侧受力隔板（3），在承托杆（7）的右端设有环形凸起（71），连接套管（5）的右端与环形凸起（71）相互接触；所述限位套管（2）套设在承托杆（7）上，限位套管（2）的左端与主受力隔板（1）的右侧相互接触，限位套管（2）的右端与连接套管（5）的左端相互接触；所述驱动结构（6）安装在最右侧的侧受力隔板（3）上，驱动结构（6）驱动侧受力隔板（3）及连接套管（5）在承托杆（7）上转动。/n

【技术特征摘要】
1.一种飞机的翼尖平衡转向结构，包括固定在飞机上的主受力隔板（1）及两块以上的侧受力隔板（3）；其特征在于还包括限位套管（2）、连接套管（5）、驱动结构（6）及承托杆（7）；所述侧受力隔板（3）均安装在连接套管（5）上，所述连接套管（5）的左端位于最左侧的侧受力隔板（3）中，连接套管（5）的右端位于最右侧的侧受力隔板（3）中；所述承托杆（7）位于连接套管（5）中并可相对转动，承托杆（7）的左端伸出最左侧的侧受力隔板（3）并与主受力隔板（1）固定连接，承托杆（7）的右端伸出最右侧的侧受力隔板（3），在承托杆（7）的右端设有环形凸起（71），连接套管（5）的右端与环形凸起（71）相互接触；所述限位套管（2）套设在承托杆（7）上，限位套管（2）的左端与主受力隔板（1）的右侧相互接触，限位套管（2）的右端与连接套管（5）的左端相互接触；所述驱动结构（6）安装在最右侧的侧受力隔板（3）上，驱动结构（6）驱动侧受力隔板（3）及连接套管（5）在承托杆（7）上转动。


2.根据权利要求1所述的飞...

【专利技术属性】
技术研发人员：蒋开权，
申请(专利权)人：蒋开权，
类型：新型
国别省市：重庆;50