專利名稱：一種航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型屬于航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及的是一種航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)。
背景技術(shù)：
現(xiàn)有的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向主要是采用伺服馬達(dá)控制轉(zhuǎn)向盤(pán)的角度，其中，單旋翼和雙旋翼飛機(jī)需要伺服電機(jī)控制轉(zhuǎn)向盤(pán)的仰角和傾斜角，通過(guò)控制轉(zhuǎn)向盤(pán)的角度，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)旋翼角度的變化而實(shí)現(xiàn)飛行軌跡的變化，所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)中間的連接孔套設(shè)在主軸上并與用于旋翼，轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部設(shè)有一尾部，轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部設(shè)置在一垂直導(dǎo)向槽中，可上下自由活動(dòng)。在此種結(jié)構(gòu)中，轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部會(huì)隨著伺服電機(jī)的傳動(dòng)而帶動(dòng)旋翼產(chǎn)生角度變化，轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部在水平方向由于垂直導(dǎo)向槽的限制而不能產(chǎn)生水平運(yùn)動(dòng)，而垂直方向卻會(huì)由于因?yàn)榱慵g隙等原因而產(chǎn)生虛位晃動(dòng)或振動(dòng)，從而造成直升機(jī)在控制的時(shí)候產(chǎn)生容易出現(xiàn)振動(dòng)或者晃動(dòng)等控制不穩(wěn)的情況。為了克服轉(zhuǎn)向盤(pán)的在控制時(shí)候的振動(dòng)情況，出現(xiàn)了一種在轉(zhuǎn)向盤(pán)主體部的位置下方套設(shè)穩(wěn)定彈簧的結(jié)構(gòu)，但是該種穩(wěn)定結(jié)構(gòu)對(duì)于轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部的晃動(dòng)或者虛位引起振動(dòng)的情況無(wú)法完全克服。發(fā)明內(nèi)容針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，本實(shí)用新型的目的是提供一種具有保證轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)。本實(shí)用新型解決其技術(shù)問(wèn)題所采取的技術(shù)方案是一種航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，關(guān)鍵在轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部設(shè)置有彈性穩(wěn)定裝置。所述的彈性穩(wěn)定裝置為一彈簧，所述的彈簧設(shè)置在轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部的下方。所述的彈簧套設(shè)在構(gòu)成導(dǎo)向槽的兩個(gè)柱體外，彈簧的一端與尾部接觸，彈簧的另外一端與機(jī)架外殼接觸。所述的彈性穩(wěn)定裝置為彈片，所述的彈片為倒“W”字形，所述彈片的倒“W”字形中間部位與尾部連接，所述彈片的兩端設(shè)置連接在機(jī)架上。本實(shí)用新型的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)采用轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部連接彈性回位組件，可消除轉(zhuǎn)向盤(pán)在控制的時(shí)候產(chǎn)生的零件間隙，使伺服電機(jī)在控制轉(zhuǎn)向盤(pán)更穩(wěn)定和準(zhǔn)確， 具有使直升機(jī)可在空中實(shí)現(xiàn)定位的優(yōu)點(diǎn)。


圖1為本實(shí)用新型結(jié)構(gòu)示意圖。圖2為本實(shí)用新型結(jié)構(gòu)另一角度示意圖。圖3為本實(shí)用新型剖視另一角度示意圖。
具體實(shí)施方式
如圖1至圖3所示，一種航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)為一在轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部連接的彈性穩(wěn)定裝置3。所述的航模直升飛機(jī)包括機(jī)架1、動(dòng)力部分及轉(zhuǎn)向控制部分，所述的轉(zhuǎn)向控制部分包括有一轉(zhuǎn)向盤(pán)2，所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)2中心設(shè)有一中心孔， 所述的中心孔套設(shè)在主軸上，用于連接控制旋翼10運(yùn)動(dòng)，所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)前端連接有控制機(jī)構(gòu)，轉(zhuǎn)向盤(pán)后端設(shè)置有尾部21，所述的尾部可活動(dòng)地連接在機(jī)架1的導(dǎo)向槽11中，所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部在水平方向由于垂直導(dǎo)向槽的關(guān)系而不會(huì)產(chǎn)生水平運(yùn)動(dòng)，而垂直方向由于因?yàn)榱慵g隙等原因而產(chǎn)生虛位晃動(dòng)，虛位晃動(dòng)可由彈性穩(wěn)定裝置3產(chǎn)成的回彈力而被克服。 使直升機(jī)在空中的穩(wěn)定性大大提高，減少了因?yàn)榭刂茊?wèn)題而產(chǎn)生的撞機(jī)或者其他事故。實(shí)施例一所述的彈性穩(wěn)定裝置3為一彈簧，所述的彈簧設(shè)置在轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部的下方，所述的彈簧套設(shè)在構(gòu)成導(dǎo)向槽11的兩個(gè)柱體外，彈簧的一端與尾部21接觸，彈簧的另外一端與機(jī)架外殼接觸。所述的彈簧可限制尾部21生成的垂直方向虛位晃動(dòng)，使控制過(guò)程更穩(wěn)定。另外一實(shí)施例所述的彈性穩(wěn)定裝置3為彈片，所述的彈片為倒“W”字形(圖中未示出)，所述彈片的倒“W”字形中間部位與尾部21連接，所述彈片的兩端設(shè)置連接在機(jī)架1 上。彈片可將伺服電機(jī)在控制轉(zhuǎn)向盤(pán)的時(shí)候而產(chǎn)生的控制間隙或虛位消除，使尾部21不會(huì)生成晃動(dòng)。從而是直升機(jī)的轉(zhuǎn)向控制過(guò)程平穩(wěn)。
權(quán)利要求1.一種航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，其特征在于所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)為轉(zhuǎn)向盤(pán) (2)的尾部(21)連接的彈性穩(wěn)定裝置(3)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，其特征在于所述的彈性穩(wěn)定裝置(3)為一彈簧，所述的彈簧設(shè)置在轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部的下方。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，其特征在于所述的彈簧套設(shè)在構(gòu)成導(dǎo)向槽(11)的兩個(gè)柱體外，彈簧的一端與尾部(21)接觸，彈簧的另外一端與機(jī)架外殼接觸。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，其特征在于所述的彈性穩(wěn)定裝置(3)為彈片，所述的彈片為倒“W”字形，所述彈片的倒“W”字形中間部位與尾部(21)連接，所述彈片的兩端設(shè)置連接在機(jī)架(1)上。
專利摘要一種航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，所述的轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)為轉(zhuǎn)向盤(pán)尾的部設(shè)置的彈性穩(wěn)定裝置。本實(shí)用新型的航模直升飛機(jī)轉(zhuǎn)向盤(pán)穩(wěn)定結(jié)構(gòu)采用轉(zhuǎn)向盤(pán)的尾部連接彈性回位組件，可消除轉(zhuǎn)向盤(pán)在控制的時(shí)候產(chǎn)生的零件間隙，使伺服電機(jī)在控制轉(zhuǎn)向盤(pán)更穩(wěn)定和準(zhǔn)確，具有使直升機(jī)可在空中實(shí)現(xiàn)定位的優(yōu)點(diǎn)。
文檔編號(hào)A63H27/20GK202105433SQ20112022144
公開(kāi)日2012年1月11日 申請(qǐng)日期2011年6月28日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月28日
發(fā)明者陳允青 申請(qǐng)人:陳允青