1.本实用新型涉及飞行器升降控制技术领域，尤其涉及用于固定翼升降舵设备领域，具体地说，是一种升降舵结构。


背景技术：

2.目前，固定翼飞机无论是民用大型客机、军用飞机、无人机还是模型飞机，主要包括机身、机翼、水平尾翼、垂直尾翼、起落架系统、电子伺服系统和动力系统等。
3.其中，水平尾翼包括水平安定面及安装在水平安定面后缘的一块升降舵，传统意义上的升降舵的作用在于控制飞机俯仰姿态，工作方式为左右两侧升降舵面行程同时向上或同是向下，当升降舵向上时，气流作用在升降舵上时，此时升降舵所受到的动力向下，对飞机产生一个抬头的力矩，此时飞机呈上升姿态，当升降舵向下时，气流作用在升降舵上时，此时升降舵所受到的动力向上，对飞机产生一个低头的力矩，此时飞机呈降落姿态。
4.各类飞机的气动布局不尽相同，但都或多或少遇到各种瓶颈，在进行高速飞行后需要短距离减速，就需要增加阻力，阻力的大小直接决定减速效果，目前，飞机在提升阻力方面还有很大的发展空间，最明显的例子就是降落跑道仍然太长；固定翼飞机的操纵性能由飞行员/操作员操纵升降舵、方向舵和副翼下改变其飞行状态而决定，副翼、方向舵和升降舵各司其职，发挥不同的作用，各类飞机对飞机的操纵性能要求越来越高，尤其是特技飞行表演及模型竞技飞机，希望追求并扩展出更多前所未有过飞行体验和动作，在现有的升降舵结构下，难以形成较大突破。
5.现有技术中，飞机在上升过程中，需要通过控制尾翼的夹角，方能实现飞机的上升，而不同的飞机的启动结构是不同的，这就导致不同的飞机需要不同的结构以提升其上升时的稳定性。针对上述缺陷，本实用新型提出了一种升降舵结构，借以解决上文所述的技术缺陷。


技术实现要素：

6.本实用新型的目的在于：提供一种升降舵结构，用于解决现有飞机在使用传统升降舵以及尾翼在上升过程中，只能平稳上升，不能通过改变尾翼翼腹气动结构进而实现对飞机上升时对翼腹所受到的空气动力进行转换，进而实现对飞机上升时进行适当提速的技术缺陷。本实用新型通过设置舵轴，平衡尾翼模块，减速尾翼模块和加速尾翼模块等结构，实现了在飞机上升过程中对翼腹所受到的空气动力进行分散，进而实现对上升过程中的飞机进行适当提速的技术。采用本实用新型后可以有效实现在飞机上升过程中对翼腹所受到的空气动力进行分散，进而实现对上升过程中的飞机进行适当提速的技术。
7.为实现上述技术方案，本实用新型通过以下技术方案实现：
8.一种升降舵结构，包括一端与机身固定连接的舵轴，所述舵轴的轴身上水平固定设置有中空的平衡尾翼模块，所述平衡尾翼模块的上部设置有减速尾翼模块，下部设置有加速尾翼模块，所述减速尾翼模块与舵轴转动连接，所述加速尾翼模块与平衡尾翼模块转
动连接，并且，所述减速尾翼模块打开状态与飞机飞行方向形成减速夹角，所述加速尾翼模块打开状态与飞机飞行的反方向形成夹角结构。
9.为了更好的实现本实用新型，作为上述技术方案的进一步描述，所述舵轴包括轴杆，所述轴杆的一端设置有与机身固定连接的连接盘，并且，所述轴杆的杆身上设置有第二升降部件，所述第二升降部件的另一端与加速尾翼模块滑动连接。
10.作为上述技术方案的进一步描述，所述平衡尾翼模块包括与轴杆杆身固定连接的骨架，所述骨架的边缘位置均设置有翼板，并且，所述骨架的下平面铰接有至少一个加速尾翼模块，所述加速尾翼模块打开状态与骨架之间形成夹角的开口方向指向飞机飞行方向相反的方向，并且，所述加速尾翼模块还与第二升降部件滑动连接，所述骨架的上平面上设置有第一升降部件，所述第一升降部件用于驱动减速尾翼模块的升降。
11.作为上述技术方案的进一步描述，所述减速尾翼包括与轴杆转动连接的连接部，所述连接部的一端设置有支撑龙骨，所述支撑龙骨上固定设置有减速尾翼，所述减速尾翼打开状态下与飞行方向的夹角不大于60
°
，并且，所述支撑龙骨与第一升降部件滑动连接。
12.作为上述技术方案的进一步描述，所述加速尾翼模块包括与骨架铰接的支架，所述支架的下平面设置有加速尾翼板，并且，所述支架还与第二升降部件滑动连接。
13.本实用新型与现有技术相比，具有以下优点和有益效果：
14.1)本实用新型通过在与机身固定连接的舵轴上设置固定的平衡尾翼模块，并且在固定的尾翼模块的下方设置加速尾翼模块，同时利用设置在轴杆上的第二升降部件对其的开合进行控制，使得使用本结构的飞机在上升过程中，通过加速尾翼板与平衡尾翼板之间的夹角对空气进行切削，进而使得经过翼腹的空气对飞机有向上的抬升趋势，进而使得飞机的上升具有一定的加速效果，同时使得飞机能够在上升过程中具有很好的稳定性。
15.2)本实用新型通过在舵轴的轴身上设置可绕轴身转动的减速尾翼模块，并且将减速尾翼模块与骨架上的第一升降部件连接，使得飞机在下降过程中需要减速时，平衡尾翼板与减速尾翼板之间形成的夹角能够对飞机下降过程中承受的空气阻力进行增强，进而加速了减速，同时，翼腹下的加速尾翼板在又可以对下降过程中的飞机进行一定程度的抬升，使得飞机在下降过程中不会因为下降的速度太快而最终导致飞机失速坠落，提升了飞机安全性能。
附图说明
16.附图用来提供对本实用新型的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本实用新型的实施例一起用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的限制。在附图中：
17.图1为本实用新型的平面结构示意图；
18.图2为本实用新型的侧面结构示意图。
19.图中标记1
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舵轴，2
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平衡尾翼模块，3
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减速尾翼模块，4
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加速尾翼模块，11
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轴杆，12
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连接盘，13
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第一升降部件，21
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骨架，22
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翼板，23
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第二升降部件，31
‑ꢀ
连接部，32
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支撑龙骨，33
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减速尾翼，41
‑
支架，42
‑
加速尾翼板。
具体实施方式
20.下面结合本实用新型的优选实施例对本实用新型做进一步地详细、准确说明，但
本实用新型的实施方式不限于此。
21.因此，以下对在附图中提供的本实用新型的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本实用新型的范围，而是仅仅表示本实用新型的选定实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
22.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
23.在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
24.术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”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，或者是该实用新型产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。
25.此外，“垂直”等术语并不表示要求模块之间绝对垂直，而是可以稍微倾斜。如“垂直”仅仅是指其方向相对而言更加垂直，并不是表示该结构一定要完全垂直，而是可以稍微倾斜。
26.在本实用新型的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”等应做广义理解。例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
27.实施例：
28.作为优选实施方式，结合图1～2所示；
29.一种升降舵结构，包括一端与机身固定连接的舵轴1，所述舵轴1的轴身上水平固定设置有中空的平衡尾翼模块2，所述平衡尾翼模块2的上部设置有减速尾翼模块3，下部设置有加速尾翼模块4，所述减速尾翼模块3与舵轴1转动连接，所述加速尾翼模块4与平衡尾翼模块2转动连接，并且，所述减速尾翼模块3打开状态与飞机飞行方向形成减速夹角，所述加速尾翼模块4打开状态与飞机飞行的反方向形成夹角结构。
30.为了更清晰和明确的阐述本实用新型，作为优选实施方式，在本实施例中，将舵轴1与机身连接，然后将平衡尾翼模块2固定设置在舵轴1上，同时在平衡尾翼模块2的上方设置可绕舵轴1转动的减速尾翼模块3，下方设置可绕平衡尾翼转动的加速尾翼模块4，使得本实用新型同时实现了在上升过程中，通过控制加速尾翼模块4与平衡尾翼模块2之间的夹角，让飞机在上升过程中，通过其翼腹的空气具有更好的流动性和更小的阻力，进而保证了飞机在上升过程中能够对机翼周围所受到的空气阻力进行扩散，进而对飞机的上升起到一定的加速作用，同时，在上升过程中，通过设置的加速尾翼模块4以及平衡尾翼模块2，同时对飞机起到了一定的抬升作用，最终有效保证了飞机在上升过程中的稳定性和平稳性。
31.为了进一步更清晰和明确的阐述本实用新型，作为优选实施方式，在本实施例中，通过同时设置减速尾翼模块3、加速尾翼模块4以及平衡尾翼模块2，使得飞机在下降过程中能够通过三个结构的同时作用，对下降中的飞机进行减速，同时，通过设置的对翼腹下方加
速尾翼模块4的调节，使得下降过程中的飞机翼腹所受到的空气阻力发生流向变化，进而使得飞机下降时的稳定性得到提升，进而降低了其下降时因下降速度过快而导致的坠机的风险。
32.为了更好的实现本实用新型，作为上述技术方案的进一步描述，所述舵轴1包括轴杆11，所述轴杆11的一端设置有与机身固定连接的连接盘12，并且，所述轴杆11的杆身上设置有第二升降部件23，所述第二升降部件23的另一端与加速尾翼模块4滑动连接。
33.作为上述技术方案的进一步描述，所述平衡尾翼模块2包括与轴杆11杆身固定连接的骨架21，所述骨架21的边缘位置均设置有翼板22，并且，所述骨架21的下平面铰接有至少一个加速尾翼模块4，所述加速尾翼模块4打开状态与骨架21之间形成夹角的开口方向指向飞机飞行方向相反的方向，并且，所述加速尾翼模块4还与第二升降部件13滑动连接，所述骨架21的上平面上设置有第一升降部件13，所述第一升降部件13用于驱动减速尾翼模块3的升降。
34.作为上述技术方案的进一步描述，所述减速尾翼33包括与轴杆11转动连接的连接部31，所述连接部31的一端设置有支撑龙骨32，所述支撑龙骨32上固定设置有减速尾翼33，所述减速尾翼33打开状态下与飞行方向的夹角不大于60
°
，并且，所述支撑龙骨32与第一升降部件13滑动连接。
35.作为上述技术方案的进一步描述，所述加速尾翼模块4包括与骨架21铰接的支架41，所述支架41的下平面设置有加速尾翼板42，并且，所述支架41还与第二升降部件23滑动连接。
36.为了更清晰和明确的阐述本实用新型，作为优选实施方式，在本实施例中，所述的升降舵结构的工作流程为：在本实施例中主要阐述上升状态和下降状态两种形式：
37.上升状态：首先，飞机开始爬升，第二升降部件23开启并将支架41向上顶升，进一步地，支架41与骨架21之间形成一定的夹角，此时，设置在支架41上的加速尾翼板42与翼板22之间形成箭头状结构，进一步地，飞机爬升，此时，平衡尾翼模块2上的翼板22与加速尾翼板42同时对飞机在上升过程中遇到的空气进行切削，并使得空气经过切削之后一分为二，其中一部分从气体从上方平衡尾翼模块2的翼板22上方经过，另一部分从加速尾翼板42的下方经过，从加速尾翼板42下方经过的空气沿着加速尾翼板42向后方流动，进一步地，使得飞机的爬升速度能够提升，同时，对通过对整个尾翼气动结构的改进，使得飞机在爬升过程中的稳定性得到提升，进而提升了飞机的安全性。
38.下降状态：假设此时飞机开始下降高度，首先，第一升降部件13开启并将支撑龙骨32向上推出，进一步地，此时，设置在支撑龙骨32上的减速尾翼33与翼板 22之间形成一定的夹角，同时，第二升降部件23将支架41向下推出，此时设置在支架41上的加速尾翼板42与翼板22之间形成箭头状结构，进一步地，飞机下降，此时，加速尾翼版与翼板22形成的箭头状结构对飞机下降过程中所接触的空气进行切削，进一步地，空气被一分为二，部分空气从翼板22上方流过并被减速尾翼33 阻挡，进而实现减速，另外一部分空气则从尾翼板22下方流过。通过这一设计，使得飞机在下降过程中能够有效减速，同时通过加速尾翼板42的作用，使得飞机在下降过程中被加速尾翼版扰乱飞机的气动结构，最终对飞机下降过程中的稳定性进行提升，进而实现了提升飞机下降过程中的安全性能。
39.通过上述方案，使得使用本结构的飞机在上升过程中，通过加速尾翼板与平衡尾
翼板之间的夹角对空气进行切削，进而使得经过翼腹的空气对飞机有向上的抬升趋势，进而使得飞机的上升具有一定的加速效果，同时使得飞机能够在上升过程中具有很好的稳定性，同时，使得飞机在下降过程中需要减速时，平衡尾翼板与减速尾翼板之间形成的夹角能够对飞机下降过程中承受的空气阻力进行增强，进而加速了减速，同时，翼腹下的加速尾翼板在又可以对下降过程中的飞机进行一定程度的抬升，使得飞机在下降过程中不会因为下降的速度太快而最终导致飞机失速坠落，提升了飞机安全性能。
40.以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。