一種大載重比的油動固定翼飛機的制作方法
【專利摘要】本實用新型創造提供了一種大載重比的油動固定翼飛機，包括機身，所述機身前部兩側分別對稱設置有一個機翼，所述機翼由梁盒和設置于梁盒前側的蒙板構成，所述梁盒包括上梁、下梁和腹板，所述梁盒內部位于上梁與下梁之間且緊貼腹板處均勻設置有斜撐和支柱；所述機身前部下側設置有載貨倉，所述載貨倉下端的前部設置有前起落架，所述載貨倉下端的中部設置有主起落架，所述載貨倉下部設置有艙門；所述機身后部設置有水平尾翼和垂直尾翼。本實用新型創造所述的大載重比的油動固定翼飛機結構設計合理，整體性能良好，具有良好的自我穩定性和飛行操作特性，空機結構重量輕，載重可達自重的五倍，且制造成本低，加工工藝簡單。
【專利說明】
一種大載重比的油動固定翼飛機
技術領域
[0001]本發明創造屬于飛機制造技術領域，尤其是涉及一種大載重比的油動固定翼飛機。
【背景技術】
[0002]隨著飛控電子技術的發展，使用地面控制臺實現全自主或半自主起降和飛行的無人機近年來得到迅猛發展，各類新型無人機層數不窮、百花齊放，但是現有的載物用無人機大多空重較大，載重比較小，導致載物效率較低，這就需要在現有的無人機的基礎上進行結構的優化和改進。

【發明內容】

[0003]有鑒于此，本發明創造旨在提出一種大載重比的油動固定翼飛機，以解決現有的載物用無人機空重較大，載重比較小的問題。
[0004]為達到上述目的，本發明創造的技術方案是這樣實現的:
[0005]—種大載重比的油動固定翼飛機，包括機身，所述機身前部兩側分別對稱設置有一個機翼，所述機翼由梁盒和覆蓋于梁盒上端面的蒙板構成，所述梁盒包括上梁、下梁和腹板，所述上梁設置于所述下梁上方，且所述上梁與所述下梁之間設置有間隙，所述腹板設置于所述上梁和下梁的前后兩側面上，所述梁盒內部位于上梁與下梁之間且緊貼腹板處均勻設置有斜撐和支柱;所述機翼的翼根處設置有連接耳片，所述連接耳片一側設置有凸耳，所述機身上設置有與所述凸耳相配合的卡槽，所述凸耳與卡槽之間通過螺栓連接;所述機身前部下側設置有載貨倉，所述載貨倉的頂部與機翼的翼根相連，所述載貨倉是由碳纖維桿搭接而成，所述載貨倉下端的前部設置有前起落架，所述載貨倉下端的中部設置有主起落架，所述載貨倉下部設置有艙門；所述機身后部設置有水平尾翼和垂直尾翼。
[0006]進一步的，所述上梁和下梁均為桐木，所述上梁和下梁的下表面均設置有沿機翼長度方向延伸的凹槽，所述凹槽內設置有鋼絲繩，所述上梁和下梁的上下表面均包裹有碳纖維布。
[0007]進一步的，所述上梁和下梁均為從翼根到翼稍寬度漸縮的梯形結構，所述上梁的厚度為8mm，所述下梁的厚度為5mm。
[0008]進一步的，所述腹板為輕木，所述腹板為從翼根到翼稍厚度漸縮的梯形結構，所述蒙板從翼根到翼稍厚度減縮，且所述蒙板的翼稍處為鏤空形。
[0009]進一步的，所述梁盒內部位于上梁與下梁之間且緊貼腹板處均勻設置有斜撐和支柱，所述梁盒內部靠近翼根處的斜撐和支柱采用桐木，靠近翼稍處的斜撐和支柱采用輕木。
[0010]進一步的，所述垂直尾翼采用輕木材料制成。
[0011]進一步的，所述水平尾翼由翼根到翼稍處呈梯形布置。
[0012]進一步的，所述機身為由機尾向機頭逐漸變粗的梯形形狀，所述機身的上下左右四個面均設置為平面，所述機身包括四根主梁和設置在主梁之間的支柱結構，所述支柱結構采用輕木制成。
[0013]進一步的，所述載貨倉是由碳纖維桿搭接而成。
[0014]進一步的，所述機身、機翼、載貨倉、垂直尾翼和水平尾翼的外部均包裹有一層蒙皮，所述蒙皮米用熱縮膜制成。
[0015]相對于現有技術，本發明創造所述的大載重比的油動固定翼飛機具有以下優勢:
[0016]1、結構設計合理，整體性能良好，飛機翼展4.5米，空重3Kg，使用3.5cc甲醇發動機，額定轉速37500r/min，配備23寸櫸木螺旋槳，工作轉速5000r/min，具有良好的自我穩定性和飛行操作特性，空機結構重量輕，載重可達自重的五倍，且制造成本低，加工工藝簡單；
[0017]2、采用全動式平尾，較大面積的襟副翼，降落時又可充當地面擾流板，整機具有高度的機動性，滿載時飛行速度45km/h，最小轉彎半徑40米，最大爬升角度40°，滿載起飛滑跑距離30米，空機降落滑跑距離最少僅為3米，高強的機動性和載重能力主要面向山區、城市等飛行環境密集狀況下的短途貨物運輸工作。
【附圖說明】
[0018]構成本發明創造的一部分的附圖用來提供對本發明創造的進一步理解，本發明創造的示意性實施例及其說明用于解釋本發明創造，并不構成對本發明創造的不當限定。在附圖中:
[0019]圖1為本發明創造的主視圖；
[0020]圖2為本發明創造的側視圖；
[0021]圖3為梁盒的側視圖；
[0022]圖4為蒙板的主視圖；
[0023]圖5為連接耳片的主視圖。
[0024]附圖標記說明:
[0025]1-機身；2-機翼；21-梁盒；211-上梁;212-下梁；213-腹板;214-鋼絲繩；22-蒙板；3-水平尾翼;4-垂直尾翼;5-載貨倉;6-前起落架;7-主起落架;8-連接耳片;81-凸耳;82-減重孔。
【具體實施方式】
[0026]需要說明的是，在不沖突的情況下，本發明創造中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。
[0027]在本發明創造的描述中，需要理解的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明創造和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明創造的限制。此外，術語“第一”、“第二”等僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性或者隱含指明所指示的技術特征的數量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隱含地包括一個或者更多個該特征。在本發明創造的描述中，除非另有說明，“多個”的含義是兩個或兩個以上。
[0028]在本發明創造的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語“安裝”、“相連”、“連接”應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接;可以是機械連接，也可以是電連接;可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內部的連通。對于本領域的普通技術人員而言，可以通過具體情況理解上述術語在本發明創造中的具體含義。
[0029]下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本發明創造。
[0030]如圖1-5所示，一種大載重比的油動固定翼飛機，包括機身I，所述機身I為由機尾向機頭逐漸變粗的梯形形狀，所述機身I的上下左右四個面均設置為平面，所述機身I包括四根主梁和設置在主梁之間的支柱結構，所述支柱結構采用輕木制成，具有較好的抗彎、抗扭功能和減重效果；
[0031]所述機身I前部兩側分別對稱設置有一個機翼2，所述機翼2由梁盒21和覆蓋于梁盒21上端面的的蒙板22構成，所述梁盒21包括上梁211、下梁212和腹板213，所述上梁211設置于所述下梁212上方，且所述上梁211與所述下梁212之間設置有間隙，所述腹板213設置于所述上梁211和下梁212的前后兩側面上，所述梁盒21內部位于上梁211與下梁212之間且緊貼腹板213處均勻設置有斜撐和支柱，所述梁盒21內部靠近翼根處的斜撐和支柱采用桐木，靠近翼稍處的斜撐和支柱采用輕木，盒式結構梁具有很好的抗彎、抗剪、抗扭功能，飛機在飛行過程中機翼全部升力的傳遞、機動飛行時的過載，尤其是滿載飛行時所有的力都集中在翼根主梁處，翼梁的設計幾乎完全決定了飛機的強度性能；
[0032]根據材料力學原理，機翼在飛行中主要承受壓力，下梁承受拉力，長度較大的梁單元結構，雖然通常材料的抗壓性能優于抗拉性能，試驗證明上梁211更容易發生失穩折斷，所以上梁211使用8mm厚的桐木，下梁212使用5mm厚的桐木，所述上梁211和下梁212均為從翼根到翼稍寬度漸縮的梯形結構；
[0033]所述上梁211和下梁212的下表面雕刻有沿機翼長度方向延伸的凹槽，所述凹槽內設置有鋼絲繩214，凹槽內的空檔部分用木肩填實，然后滲入膠水，木肩硬化，鋼絲繩214SP可牢固的嵌在凹槽中，根據翼根部受力較大，翼稍受力較小的特點，在靠近翼根段埋入兩根鋼絲繩，在中間段埋入一根鋼絲繩，靠近翼稍段不再埋入，埋入鋼絲繩后，在所述上梁211和下梁212的上下表面均包裹一層碳纖維布，用膠水粘接于表面，增加上梁211和下梁212的強度；
[0034]所述腹板213為輕木，所述腹板213為從翼根到翼稍厚度漸縮的梯形結構，且所述腹板213的翼稍段為鏤空形，所述蒙板22從翼根到翼稍厚度減縮，且所述蒙板22的翼稍處為鏤空形；
[0035]所述機翼2的翼根處設置有鋁合金材質的連接耳片8，所述連接耳片8—側設置有凸耳81，所述機身I上設置有與所述凸耳81相配合的卡槽，所述凸耳81與卡槽之間通過螺栓連接，所述連接耳片8還設置有減重孔82;
[0036]所述機身I前部下側設置有載貨倉5，所述載貨倉5的頂部與機翼2的翼根相連，所述載貨倉5是由碳纖維桿搭接而成，碳纖維桿具有質量輕、比強度高的特點，根據不同位置受力大小不同選擇相應直徑的碳纖維桿，達到最佳的強度設計；
[0037]所述載貨倉5下端的前部設置有前起落架6，前起落架主要用在飛機滑行時的轉向、減震功能，本身還具有減擺和自動定中功能，本設計使用56mm直徑的泡沫輪胎，質量輕且具有很好的減震功能，轉向控制機構使用一個數字舵機，和飛機方向舵舵機混控，在遙控器操縱方向舵轉向時前起落架同時轉向，所述前起落架設置在起落架支柱上，起落架支柱為12mm直徑油液彈簧式減震支柱，彈簧對撞擊動能起到緩沖作用，所述減震支柱由內筒和外筒構成，液壓油通過內筒的節流孔吸收撞擊動能，內外筒之間可以相互轉動，外筒固定在飛機結構上，內筒朝下連接前起落架輪子，在外筒外側再套一活動套筒，它通過一個反扭臂結構連接著內筒下端輪子處，正是舵機控制此外套筒通過反扭臂傳遞扭矩，帶動前輪轉向；
[0038]所述載貨倉5下端的中部設置有主起落架7，所述載貨倉5下部設置有艙門；
[0039]所述機身I后部設置有水平尾翼3和垂直尾翼4，所述垂直尾翼4和水平尾翼3均采用輕木材料制成，水平尾翼3為全動式水平尾翼，使用常用的NACA0012翼型，所述水平尾翼3由翼根到翼稍處呈梯形布置，為兩側對稱的梯形機翼，對稱翼型的氣動焦點位于25%弦長處不隨迎角發生變化，故設計平尾轉軸在此處，除作為轉軸功能外還參與承擔較大部分的水平尾翼氣動彎矩，水平尾翼同機翼一樣其弦向受力很小，使用帶鏤空的輕木做翼肋，在飛機做機動動作時，由水平尾翼表面氣動力傳遞到翼肋再傳遞到轉軸碳桿從而作用到后機身控制飛機俯仰，翼肋同翼梁或碳管處傳力較大，故在此處填放加強塊，水平尾翼翼稍由于翼尖效應氣動力小，此處設計盡可能的薄弱以減輕結構重量，水平尾翼的操縱連桿設置在座半翼根部翼肋前緣向前延伸處，此翼肋使用強度高的航空層板，翼肋前緣延伸處1mm長度，開3mm孔，使用帶孔鉚釘鉚主這個孔，鉚釘和翼肋緊緊貼合，金屬的鉚釘孔作為連桿連接處，這樣受力強度好，耐摩擦，使用可靠性高；
[0040]所述機身1、機翼2、載貨倉5、垂直尾翼4和水平尾翼3的外部均包裹有一層蒙皮，所述蒙皮米用熱縮膜制成；
[0041 ]飛機選用的發動機的額定轉速為37500r/min，排量為3.5cc，屬于高轉速小扭矩工作性能，不適宜直接驅動螺旋槳，經過一定的減速后會有更好的效率發揮，在結構設計上，平行于發動機輸出軸安裝一個減速軸，減速軸按照作用分為兩部分，前段部分主要有螺旋槳、減速齒輪為動力部分，后端為通過單向軸承連接的蝸輪，蝸輪由無刷電機上的蝸桿帶動，此部分為發動機的電啟動部分；
[0042]本申請的總體性能參數如下:
[0043]機型為單發活塞螺旋槳式運輸機；空重3Kg;翼展4.5m;機長1.75m;機高0.82m;最大起飛重量18Kg;發動機型號3.5cc;甲醇發動機額定轉速37500r/min;滿載巡航速度45Km/h;設計飛行高度100m;滿載起飛滑跑距離30m。
[0044]以上所述僅為本發明創造的較佳實施例而已，并不用以限制本發明創造，凡在本發明創造的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明創造的保護范圍之內。
【主權項】
1.一種大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:包括機身(I)， 所述機身(I)前部兩側分別對稱設置有一個機翼(2)，所述機翼(2)由梁盒(21)和覆蓋于梁盒(21)上端面的蒙板(22)構成，所述梁盒(21)包括上梁(211)、下梁(212)和腹板(213)，所述上梁(211)設置于所述下梁(212)上方，且所述上梁(211)與所述下梁(212)之間設置有間隙，所述腹板(213)設置于所述上梁(211)和下梁(212)的前后兩側面上； 所述機翼(2)的翼根處設置有連接耳片(8)，所述連接耳片(8)的一側設置有凸耳(81)，所述機身(I)上設置有與所述凸耳(81)相配合的卡槽，所述凸耳(81)與卡槽之間通過螺栓連接； 所述機身(I)前部下側設置有載貨倉(5)，所述載貨倉(5)的頂部與機翼(2)的翼根相連，所述載貨倉(5)下端的前部設置有前起落架(6)，所述載貨倉(5)下端的中部設置有主起落架(7)，所述載貨倉(5)下部設置有艙門； 所述機身(I)后部設置有水平尾翼(3)和垂直尾翼(4)。2.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述上梁(211)和下梁(212)均為桐木，所述上梁(211)和下梁(212)的下表面均設置有沿機翼長度方向延伸的凹槽，所述凹槽內設置有鋼絲繩(214)，所述上梁(211)和下梁(212)的上下表面均包裹有碳纖維布。3.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述上梁(211)和下梁(212)均為從翼根到翼稍寬度漸縮的梯形結構，所述上梁(211)的厚度為8mm，所述下梁(212)的厚度為5mm。4.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述腹板(213)為輕木，所述腹板(213)為從翼根到翼稍厚度漸縮的梯形結構，所述蒙板(22)從翼根到翼稍厚度減縮，且所述蒙板(22)的翼稍處為鏤空形。5.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述梁盒(21)內部位于上梁(211)與下梁(212)之間且緊貼腹板(213)處均勻設置有斜撐和支柱，所述梁盒(21)內部靠近翼根處的斜撐和支柱采用桐木，靠近翼稍處的斜撐和支柱采用輕木。6.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述垂直尾翼(4)采用輕木材料制成。7.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述水平尾翼(3)由翼根到翼稍處呈梯形布置。8.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述機身(I)為由機尾向機頭逐漸變粗的梯形形狀，所述機身(I)的上下左右四個面均設置為平面，所述機身(I)包括四根主梁和設置在主梁之間的支柱結構，所述支柱結構采用輕木制成。9.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述載貨倉(5)是由碳纖維桿搭接而成。10.根據權利要求1所述的大載重比的油動固定翼飛機，其特征在于:所述機身(I)、機翼(2)、載貨倉(5)、垂直尾翼(4)和水平尾翼(3)的外部均包裹有一層蒙皮，所述蒙皮采用熱縮膜制成。
【文檔編號】B64C1/06GK205652335SQ201620448891
【公開日】2016年10月19日
【申請日】2016年5月17日 公開號201620448891.1, CN 201620448891, CN 205652335 U, CN 205652335U, CN-U-205652335, CN201620448891, CN201620448891.1, CN205652335 U, CN205652335U
【發明人】董震, 馬超, 賴學聰, 金浩, 陳立業, 申可可
【申請人】中國民航大學