一种模型飞机楔式主翼台的结构改良，其是一种从翼高点作成翼厚折角、从翼高点至翼前缘端点上面配置一楔状体的主翼台，其特征在于：该主翼台前端设置一主翼前缘稳定装置，后端设置一主翼后缘稳定装置；且在主翼台底部向下延伸二片对称的主翼台支架，在该主翼台支架的预定重心位置设一供机身套置定位的可调式衔接装置，并在该主翼台支架后端设一主翼入射角微调装置。（*该技术在2013年保护过期，可自由使用*）
【技术实现步骤摘要】
本技术涉及一种模型飞机楔式主翼台的结构改良，特别涉及一种模型飞机楔式主翼台的稳定及调整装置。
技术介绍
本申请人于1979年首创模型飞机楔式主翼台，未经申请专利而作成模型飞机(商品名称《白鹭鸶》)在台湾上市迄今二十四载，其间包含坊间偶见仿照此型态产品，市场反应均不尽理想。究其原因，该楔式主翼台以双面胶纸贴合主翼，有一触即粘难以修正之弊，导致发生不同程度翼面扭曲现象，敏锐反应于飞行中空气动力横安定不稳；又，主翼台与机身的衔接方式沿用传统双套环设计，仅能位移不能锁定，容易发生重心位移而不自觉，影响空气动力纵安定功能。兹将楔式主翼台习知型态以图1、图2、图3所示，分为三幅，请参阅图1所示，说明楔式主翼的构成主翼11为一聚苯乙烯发泡平板，利用其易于藉压痕折角增加强度的材质特性，预先加工翼高点压痕12、翼后缘压痕13、主翼入楔切口14；当楔1从主翼11的入楔切口14楔入，主翼11由平板状态循翼高点压痕12自然形成翼厚折角16，同时循翼后缘压痕13自然形成主翼上反角15；楔1的规格条件为楔底端到楔尖端的等腰三角形高度等于翼前缘端点到翼高点的长度；楔尖端锐角等于主翼上反角15所需度数之半。请参阅图2所示，为习知楔式主翼台全貌，为楔1、主翼台17、主翼台支架25、及两个机身套环18作成一体成型，藉双面贴纸20贴合主翼11。图3所示为主翼11贴合于楔式主翼台的主视图。
技术实现思路
本技术的目的是要解决主翼台翼面易发生扭曲及机身重心位移的问题，而提供一种可克服上述问题的模型飞机楔式主翼台的结构改良。本技术排除主翼胶合固定于主翼台的技术，改采活动装卸方式，为达到主翼入楔的自行校正机能并确保主翼稳固于主翼台，乃分别在主翼台前缘及后缘设稳定装置，该稳定装置包括一楔上盖，与楔下部位的翼台构成夹层，以维持主翼前缘的上下稳定；一紧楔装置，藉由紧楔卡榫受制于紧楔靠栏而迫使主翼前缘维持左右稳定；一主翼后缘夹，箝制主翼后缘定位于主翼台后缘。本技术排除主翼台连同机身套环的一体成型方式，改采主翼台与机身套筒成为二件式分离设计，其主要变革是机身双套环改作单一个设有松紧缝及轴承穴的机身套筒单片式主翼台支架改作两片式，并搭配机身套筒轴承穴设置主翼台调整轴；一松紧螺丝穿越轴承穴及主翼台调整轴，使机身套筒与主翼台构成活动结合，从而兼具主翼台重心位置既可移动又可锁定的完整功能。本技术的主翼入射角微调装置，是共用上述主翼台调整轴的放松及锁定机制，另加一入射角微调装置于两片主翼台支架后端，以机身的上面为水平基准藉一微调螺丝提供主翼入射角的细微调控功能。附图说明图1为习知的楔式主翼结构示意图。图2为习知的楔式主翼台全貌示意图。图3为习知的楔式主翼台主视图。图4为本技术主翼台的立体示意图。图5为本技术的主翼前缘夹层装置主视图。图6为本技术的主翼前缘迫紧装置俯视图。图7为本技术的主翼后缘稳定装置仰视图。图8为本技术的松紧式机身套筒侧视图。图9为图8中的A-A向剖视图。图10为本技术的主翼入射角微调装置示意图。具体实施方式请参阅图4所示，本技术的改进部分包括有主翼前缘稳定装置2、主翼后缘稳定装置3、松紧式机身套筒装置4、主翼入射角身调装置5，图中主翼台支架25的椭圆窗设计虽具减少负荷及降低侧面效应的实质功能，因其偏重美观属不确定造型，故不论列。请将图4与图2作比较，本技术除楔1及主翼台17仍保留习知型态以外，其他皆属新创。请参阅图5所示，本技术的主翼前缘稳定装置2是在楔1上面增设楔上盖21，与主翼台17的楔下部分对称而形成主翼厚度的夹层，使主翼入楔于夹层(见图4中的斜线箭头)而得以确保主翼前缘的上下稳定；另在主翼台17楔下部位的左右侧各自衍生增设一鳍状紧楔座22，并各设一紧楔靠栏23于其外端，再请参阅图6所示，图中显示紧楔座22及紧楔靠栏23的相关位置，图中紧楔卡榫24分别藉底盘固定于主翼11下面适当位置(图中加注网点)，所谓适当位置及使主翼11楔入主翼台前缘夹层时，让两紧楔卡榫24分别受制于紧楔靠栏23内侧以确保主翼前缘的左右稳定。本技术主翼前缘夹层装置提供合理方便的入楔动作，配合紧楔设施使主翼得以排除胶粘贴合方式而自行稳定于设定位置，既无失准之虞更具备拆卸及更换的优点。请参阅图7所示，本技术的主翼后缘稳定装置3，包括主翼后缘夹31及后缘夹卡榫32，主翼后缘夹31是一以主翼厚度加翼台厚度为夹层间隙，功能相当于主翼前缘夹层而较浅短的夹具，其浅短规格短于后缘夹卡榫32的长度，后缘夹卡榫32是增生于主翼后缘夹31下层两侧，以配合后缘夹卡槽33(请参阅图4所示)。后缘夹卡槽33开设于主翼台支架25近后端与主翼台交接处，为一前窄后宽的镂空，供后缘夹卡榫32前推夹紧后退松弛而不轻易脱落的设计。本主翼后缘稳定装置3提供主翼后缘免于因风压松动而改变入射角，并使主翼稳定于主翼台如同胶着。本装置在主翼遭遇严重撞击时，撞击力使后缘夹向后跳脱，主翼得以瞬间退离主翼台而减免破损。主翼后缘稳定装置3以主翼后缘夹31的功能为已足，后缘夹卡榫32及后缘夹卡槽33乃是较周延的设计。如图8所示，显示本技术的松紧式机身套筒41的轴承穴43部位，并显示机身套筒41由习知双套环改成单套筒。如图9所示，显示本技术主翼台支架25由单片的习知型态改成双片，与机身套筒41构成活动结合。习知的主翼台支架与机身双套环原属一体，如图2所示，本技术采取主翼台支架25与机身套筒41分离，机身套筒41设松紧缝42及主翼台轴承穴43，双片主翼台支架25内侧在预定重心位置各设主翼台调整轴44，配合轴承穴43、松紧螺丝45及松紧螺母46，可以同时调整并锁定重心位置及主翼入射角。本技术不仅适合于楔式主翼台，其他类型模型飞机主翼台均可共通应用。请参阅图10所示，本技术的主翼入射角微调装置5的主翼入射角19，请参阅图4所示，也称主翼安装角(简称翼装角)，为主翼前缘端点到后缘端点连线与水平基准平行线的夹角，一般自由飞型态模型飞机主翼入射角19的上下限通常在2°以上3°以下，区区一度角差遑论调控，因此，传统上主翼入射角是2°到3之间的经验推断值。主翼入射角微调装置5设在两片主翼台支架25中间后端，如图4所示，其包括调控座51、圆筒状角度调控室52、固定于调控座51的调控螺母53、一个螺帽伸出于调控座51上方作为旋转施力钮的调控螺丝54、及一个固定在调控螺丝54末端的上下限角度调控盘55(图中加网点标示)。调控室52内的调控间距设定为主翼入射角的调控角度差1°，亦即当调控螺丝54将上下限角度调控盘55转到角度调控室52顶点时，上下限角度调控盘55的底端与调控座51的底部平齐；当调控螺丝54将上下限角度调控盘55转到底点时，上下限角度调控盘55底部伸出调控座51的底部，如图10所示，其伸缩间距适正构成主翼入射角角差1°。设置调控座51之际，只须使其底部紧靠机身上面(如图4中所示的装置5)便等于设定主翼入射角于3°的上限位置(如图4中所示的主翼入射角)。试以本实施例而言，预先安排调控座51与主翼台调整轴44的间距，配合一定螺距的调控螺丝54正反调转360°，可正确驱使主翼入射角上下于1°角差之间，若将360°作出二十等分标示，本实施例即具有0.0本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种模型飞机楔式主翼台的结构改良，其是一种从翼高点作成翼厚折角、从翼高点至翼前缘端点上面配置一楔状体的主翼台，其特征在于该主翼台前端设置一主翼前缘稳定装置，后端设置一主翼后缘稳定装置；且在主翼台底部向下延伸二片对称的主翼台支架，在该主翼台支架的预定重心位置设一供机身套置定位的可调式衔接装置，并在该主翼台支架后端设一主翼入射角微调装置。2.按照权利要求1所述的一种模型飞机楔式主翼台的结构改良，其特征在于所述的主翼前缘稳定装置是在主翼台前缘楔状体上面增设一楔上盖，楔上盖与楔状体下面部位的主翼台对应形成夹层，为主翼入楔于夹层提供主翼前缘上下稳定的装置。3.按照权利要求2所述的一种模型飞机楔式主翼台的结构改良，其特征在于所述的楔状体下面的主翼台左右侧各自衍生鳍状小片作为紧楔座，两紧楔座外端作成下勾的紧楔靠栏，为主翼入楔时使主翼下方两紧楔卡榫分别受制于紧楔靠栏内侧，提供主翼前缘左右稳定的装置。4.按照权利要求1所述的一种模型飞机楔式主翼台的结构改良，其特征在于所述的主翼后缘稳定装置是在两主翼台支架近后端与主翼台交接处设有对称后缘夹卡槽；以一个相当于主翼前缘夹层而长度适足维持主翼后缘免于因风压松动的短浅夹具，该短浅夹具底部对应后缘夹卡槽设有后缘夹卡榫，短浅夹具由主翼台后缘推入，可藉其后缘夹卡榫受卡制于后缘夹卡槽，而将主翼后缘连同主翼...
【专利技术属性】
技术研发人员：蔡垂和，
申请(专利权)人：蔡裕琦，谢旻宏，
类型：实用新型
国别省市：
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