專利名稱：模型飛機的推進系統的制作方法
技術領域：
本發明主要涉及飛行模型飛機結構，特別是涉及用于飛行模型飛機的推進系統。
背景技術：
飛行模型飛機，通常被稱作玩具飛行飛機，多年來在兒童和成人中經久不衰和廣泛暢銷。模型飛機的連續發展已包括旨在用于娛樂和消遣目的的小型自供電的玩具或模型飛機的發展。此外，使用控制系繩或無線電信號傳輸鏈路的遙控航空器使玩具和模型飛機具有進一步改進的真實效果和樂趣享受。
能夠進行飛行的模型飛機一般使用驅動一個或多個螺旋槳的一個或多個小型內燃機或電馬達。這些馬達和螺旋槳被安裝在飛機機翼的前部。由于模型飛機常常會在地面墜毀或會遇到其它障礙，因此當飛機墜毀時，這種螺旋槳的前置常常會造成螺旋槳和/或馬達的損壞。
具體而言，絕大多數可買到的無線電控制(RC)玩具飛機一般具有一個在飛機頭部上的螺旋槳，帶有兩個用于升降舵和方向舵控制的致動器，例如伺服馬達或螺線管。這種構造昂貴，使用了復雜的硬件并且笨重。其它可買到的RC玩具飛機可具有位于機翼前緣上的兩個螺旋槳，而沒有任何升降舵和方向舵控制。在這兩種設計中，螺旋槳和/或馬達軸在著陸或墜毀過程中可非常容易發生變形或甚至是斷裂。這樣就會降低在后的飛行性能且甚至是產品的壽命。同時，對于室內游戲來說，在飛機的前部使用高速螺旋槳是危險的。結果是可對兒童造成傷害。
發明內容
因此，所希望的是具有一種飛行模型飛機的改進的結構，所述結構在墜毀和/或常規應用如著陸時更加不容易受到損壞。
為了更完整地理解本申請所披露的內容，在所有附圖中使用相同的附圖標記表示相同的部件，其中圖1示出了根據本發明的一個典型實施例的飛行模型飛機的后視圖；圖2示出了圖1所示飛機的右視圖；圖3示出了圖1所示飛機的頂視圖；圖4示出了圖1所示飛機的左視圖；圖5示出了圖1所示飛機的另一右視圖；圖6示出了圖1所示飛機所使用的發射裝置和接收裝置；圖7示出了圖1所示和根據本發明的另外兩個典型實施例的飛機的透視圖；圖8是根據本發明的一個典型實施例的用于控制圖1所示飛機的控制系統的框圖；圖9是根據本發明的一個典型實施例的允許地面上的用戶與圖8所示的控制系統進行遠程通信的發射機系統的框圖；圖10是根據本發明的一個典型實施例的圖1所示飛機的橫斷面視圖；圖11-16是示出了圖1所示飛機的其它細部的不同視圖；圖17-20是示出了圖6所示發射裝置的其它細部的不同視圖；圖21是根據本發明的一個典型實施例的使用單翼設計的飛機的側視圖；圖22示出了圖21所示飛機的頂視圖；和圖23示出了圖21所示飛機的透視圖和根據本發明的其它典型實施例的使用單翼設計的飛機的其它兩幅透視圖。
在此列出的范例示出了特定的實施例，并且所述范例不是旨在以任何方式對本發明進行限制。
具體實施例方式
以下說明和附圖舉例說明了足以使本領域的技術人員能夠實施在此所述的系統和方法的具體實施例。其它實施例可包括結構的、方法的和其它一些變化。實例僅表示可能的變化。
本發明提出一種用于給模型飛機的飛行提供動力的改進的結構和方法，以致于如果發生墜毀事件，能夠較好地保護飛機的螺旋槳和馬達不受損壞。
圖1示出了飛行模型飛機100的后視圖。飛行模型飛機100具有機身102，和附接到并從機身102的相對側延伸出的機翼108和機翼114。具有馬達116和由第一馬達116旋轉的螺旋槳118的第一推進裝置被安裝在機翼108的后部。具有馬達120和由馬達120旋轉的螺旋槳122的第二推進裝置被安裝在機翼114的后部。尾部104被連接至機身102。
將馬達和螺旋槳安裝在機翼的機翼后緣有助于在墜毀或硬著陸或其它硬使用過程中把對馬達、驅動軸、和/或螺旋槳的損壞減至最小程度。同時減小了來自安裝在前方的螺旋槳對兒童的危險。
飛機100進一步包括設置在機翼108下面的機翼106和設置在機翼114下面的機翼112。優選地，飛機100具有由抗裂材料例如泡沫塑料或其它軟質和/或可變形材料制成的機身102，使得飛機100的墜毀或硬著陸不會造成重大結構損傷。飛機100的機翼和尾部還優選由這種抗裂材料制成。
機翼106和108例如通過第一支柱110相連接，且機翼112和114例如通過第二支柱111相連接。第一推進裝置例如可被安裝在機身102和第一支柱110之間，且第二推進裝置例如可被安裝在機身102和第二支柱111之間。
圖2示出了圖1所示飛機100的右視圖。在該實施例中，馬達116和120分別被安裝在機翼108和114的下面。也可以使用其它安裝位置，例如機翼108和114的上層和后部。螺旋槳可被直接安裝到馬達上，而不使用齒輪裝置。同時，在其它一些實施例中，馬達可被安裝到下機翼106和112上。
飛機100可具有遠離在所述頭部的底部和頂部上的導引點(leadingpoint)逐漸變細的圓形頭部206，并且機身102可向前伸到第一和第二機翼108和114的前面。這里注意機身的頂部208基本上從頭部206連續升高至第一和第二機翼108和114的前緣附近，且機身102的底部209基本上從頭部206連續下降至機翼106和112前面的一點210處。此外，在該實施例中，機身102的底部212從點210回到機身102的下后部分基本上是平的。
飛機100可進一步包括例如通過較長的細桿或其它細長構件204分別連接到機身上的方向舵200和升降舵202。應該注意機翼108和106之間的垂直距離例如可約等于或大于方向舵200的高度。同樣，升降舵202的寬度例如可小于方向舵200的高度的兩倍。此外，機翼106和112例如可被設置在與升降舵202大致相同的平面內。同樣，在雙層機翼設計中的下機翼106和112能夠作為線性防撞器，防止在著陸時螺旋槳與地面或場地接觸。
每一個機翼所采用的長寬比優選較大的長寬比值。這一般有助于飛機100在飛行中產生更大的提升力。如圖1所示的較大長寬比的應用以及雙層機翼設計一般應為飛機100的飛行提供足夠大的上沖力，使得例如飛機100可以低飛行速度(例如小于3米/秒)進行飛行。
應該注意的是第一和第二螺旋槳中的每一個的旋轉軸線沿向下方向可成角度。通過增大節流門(throttle)，飛機100一般趨于向上飛行，而不是飛得更快。
同樣，第一和第二螺旋槳與飛機尾部之間的距離優選足夠短，以使流向升降舵202的空氣流在尾部104上產生一些向下的力。例如，該距離可小于約120毫米，且在具體實例中可為約85毫米。作為這種氣流和較短距離的結果，扭矩可被加到尾部上，使得飛機100的頭部指向略微向上方向，這有助于飛機100向上飛行。
圖3示出了飛機100的頂視圖。圖4示出了飛機100的左視圖。圖5示出了飛機100的另一右視圖。
圖6示出了用于控制飛機100的飛行所使用的發射裝置600和接收裝置620。發射裝置600具有天線602。發射裝置600具有左手柄或操縱桿604和右手柄或操縱桿606。左操縱桿604例如可為節流門控制，且例如可被分為七檔，具有數字比例控制。飛機100通過增大節流門可向上飛，且通過減小節流門可向下飛。右操縱桿606例如可為左右向控制，并且可進行連接以控制如下所述的左右螺旋槳的相對速度的變化。
當不推動方向控制手柄時可使用駕駛或對正微調電容器610以產生飛機100的直線飛行。當沒有使用手柄606啟動方向控制時可對微調電容器610進行調節，直至左右螺旋槳給出大致相同的輸出功率。
發射裝置600還可包括可對飛機100中充電電池進行完全充電的內置充電器。發射裝置600可包括電源“開”指示器(例如發光二極管)和充電狀態指示器(例如另一個發光二極管)。發射裝置600例如可使用時分復用編程技術，其中例如可同時操作高達三架具有相同的射頻頻率，例如27.145MHz的飛機。
接收裝置620可被安裝在飛機100的機身中。接收裝置620的充電插座612可被用以連接安裝在飛機100中的可充電電池與發射裝置600中的充電器。發射裝置600可包括插塞或用于連接到充電插座612上為飛機100中的電池充電的其它充電裝置608。
圖7示出了視圖700所示飛機100的透視圖和視圖700和702所示的另外兩個典型實施例的飛機的透視圖，其中在所示飛機中還可使用如下所述的改進的結構與推進和設計方法。
圖8是用于通過無線電控制而控制飛機100的控制系統800的框圖。控制系統800可被包括作為飛機100中接收裝置620的一部分。控制系統800包括被連接用以控制第一和第二馬達116和120的處理器802(例如，微控制器)。射頻(RF)信號被射頻接收器804解調，并被解碼器806和處理器802解碼，以便利用控制器808和810控制馬達的速度。
可對處理器進行編程，以控制第一和第二螺旋槳118和122之間的旋轉速度差，從而幫助飛機轉彎。為了控制飛機100的飛行方向，例如左螺旋槳應比右螺旋槳轉得更快，以進行右轉，反之向左轉。
作為另一個實例，為控制飛機向左轉，在右機翼上的上沖力可增大(即可控制右螺旋槳應比左螺旋槳轉得更快)。結果是，右側比左側高一些，并且因此飛機將轉向左側。當飛機轉向右側時可使用相似的原理。在其它實施例中，可進一步控制轉向或可選擇地使用方向舵控制轉向。
電池812可被安裝在機身102中，并被連接用于提供動力以操作射頻接收器804。電池例如可以是輕質的鋰聚合物電池。這種電池有助于使用于小型輕質飛機的最大輸出電能與重量的比值最大。例如飛機100可以用這樣的完全充電的電池運轉約10分鐘。
圖9是允許地面上的用戶與控制系統800進行遠程通信的發射機系統900的框圖。發射機系統900被結合作為發射裝置600的一部分。發射機系統900包括通過主控制裝置904連接到左/右控制桿606，節流控制桿604，和對正微調電容器610上的射頻發射機902。充電器906被連接以對電池908進行充電，用于為射頻發射機902提供動力。
圖10是飛機100的橫斷面視圖。例如電池812被定位在機身102的內部。接收裝置620被連接以接收來自電池812的工作動力。
圖11-16是飛機100的其它細部的不同視圖。圖17-20是示出了表示發射裝置600的其它細部的不同視圖。
應注意的是，本推進結構和方法還可被用在機身的每一側上僅具有單翼的一些飛機，和在機身的每一側上具有三翼或更多翼的飛機上。同時，紅外或可編程控制可被用作無線電控制的另一種可選方式。此外，鋰離子電池、高密度電容器，和其它動力源可被用在飛機100中。
飛機100的尺寸例如可小于12英寸長和10英寸寬，且包括充電電池的飛機100的重量例如可小于約20克。
圖21是根據本發明的另一個典型實施例和上述方法的但是使用單翼設計的飛機的側視圖。圖22示出了圖21所示飛機的頂視圖。圖23示出了圖21所示飛機的透視圖和根據其它典型實施例的使用單翼設計的飛機的其它兩幅透視圖。
附錄附錄被包括在本申請的結尾，在此作為參考而全部被加入。該附錄主要更詳細地描述了用于實施上述結構和系統的功能和操作的某些方面。更具體而言，附錄(A1-A3頁)是給出關于飛機100的操作與飛行的使用說明。該附錄提供與一個具體實施例有關的典型信息，且并不是旨在以任何方式進行限制。可使用本公開內容的許多其它實施方式。
結論根據前面所公開的內容，已對用于推進飛行的模型飛機的改進的結構和方法進行了描述。對具體實施例的前面的描述顯示出足夠多的本公開的一般本質，使得其他人可對其進行改動和/或改造以用于多種用途，而不偏離該一般概念。因此，這種改造和改動在所公開的實施例的等同物的范圍和意思內。在此所使用的表達方式或術語僅為說明目的，而非限制性目的。
權利要求
1.一種飛行模型飛機，包括機身，所述機身具有附接到和從所述機身的相對側延伸出的第一機翼和第二機翼；第一推進裝置，具有第一馬達和由第一馬達旋轉的第一螺旋槳，安裝在第一機翼的后部；和第二推進裝置，具有第二馬達和由第二馬達旋轉的第二螺旋槳，安裝在第二機翼的后部。
2.根據權利要求1所述的飛機，進一步包括設置在第一機翼下面的第三機翼和設置在第二機翼下面的第四機翼。
3.根據權利要求1所述的飛機，其中所述機身由抗裂材料制成。
4.根據權利要求3所述的飛機，其中所述材料為泡沫塑料。
5.根據權利要求1所述的飛機，其中所述機身具有遠離所述頭部的底部和頂部上的導引點逐漸變細的圓形頭部。
6.根據權利要求2所述的飛機，其中所述第一和第三機翼通過第一支柱相連接，且第二和第四機翼通過第二支柱相連接，并且其中所述第一推進裝置被安裝在所述機身和所述第一支柱之間，所述第二推進裝置被安裝在所述機身和所述第二支柱之間。
7.根據權利要求6所述的飛機，其中所述第一和第三機翼分別具有較大的長寬比。
8.根據權利要求1所述的飛機，進一步包括分別通過長細桿連接到機身上的方向舵和升降舵。
9.根據權利要求2所述的飛機，進一步包括被設置在機身的相對側上的第五和第六機翼。
10.根據權利要求8所述的飛機，其中所述第一和第三機翼之間的距離約等于或大于所述方向舵的高度。
11.根據權利要求10所述的飛機，其中所述升降舵的寬度小于所述方向舵高度的兩倍。
12.根據權利要求1所述的飛機，其中所述第一馬達和第二馬達分別被安裝在所述第一和第二機翼下面。
13.根據權利要求2所述的飛機，其中所述第三馬達和第四馬達被設置在與升降舵相同的水平面內。
14.根據權利要求1所述的飛機，其中所述機身具有頭部，且所述機身的頂部基本上從頭部連續升高至第一和第二機翼的前緣附近。
15.根據權利要求14所述的飛機，其中所述機身的底部基本上從頭部連續下降至第三和第四機翼前面的一點處。
16.根據權利要求15所述的飛機，其中機身的底部從第三和第四機翼前面的一點回到機身的后部基本上是平的。
17.根據權利要求1所述的飛機，其中第一和第二螺旋槳中的每一個的旋轉軸線沿向下方向可成角度。
18.根據權利要求17所述的飛機，其中所述飛機具有尾部且第一和第二螺旋槳與尾部之間的距離足夠短，以使流向升降舵的空氣流在尾部上產生一些向下的力。
19.根據權利要求18所述的飛機，其中所述距離小于約120毫米。
20.根據權利要求18所述的飛機，其中所述距離小于約85毫米。
21.根據權利要求1所述的飛機，進一步包括被連接用以控制第一和第二馬達的處理器。
22.根據權利要求21所述的飛機，其中所述處理器可操作用于控制第一和第二螺旋槳之間的旋轉速度差異，從而幫助飛機轉彎。
23.根據權利要求21所述的飛機，進一步包括連接到所述處理器上的無線電接收器。
24.根據權利要求23所述的飛機，進一步包括安裝在機身中并被連接用以提供操作無線電接收器的動力的電池。
全文摘要
一種用于給模型飛機的飛行提供動力的改進的結構和方法，其通過應用雙層機翼的設計將馬達和螺旋槳放置在飛機的上層機翼的后側面，以致于如果發生墜毀事件，能夠較好地保護飛機的螺旋槳和馬達不受損壞。
文檔編號A63H27/24GK1817398SQ20051005422
公開日2006年8月16日 申請日期2005年2月8日 優先權日2005年2月8日
發明者蔡奇逢 申請人:蔡奇逢