一种机翼及线操纵模型飞机

摘要

本发明提供一种机翼及线操纵模型飞机，涉及航空模型技术领域。本发明提供了一种机翼，机翼的前缘呈波浪状；其能够提高机翼的临界失速迎角并延缓失速现象的发生，消除模型飞机在进行大机动特技飞行时出现的动态失稳现象。本发明还提供了一种线操纵模型飞机，包括上述机翼和飞机本体，机翼分别安装于飞机本体的两侧，飞机本体安装有用于控制飞机飞行方向的操纵机构；利用上述机翼的线操纵模型飞机在飞行状态下可操控性和稳定性得到有效提高，帮助参赛者取得优异成绩。

说明书

技术领域

本发明涉及航空模型技术领域，具体而言，涉及一种机翼及线操纵模型飞机。

背景技术

航空模型是一项集科技和体育为一体的运动。它既有趣又充满知识，深受青少年的喜爱。线操纵特技模型是航空模型的一类，线操纵特技模型飞行中，操控者通过连接模型的两条细钢丝操纵线来控制模型的升降舵面，利用空气动力改变飞行姿态，使飞机模型在半球面范围内绕操控者或固定的物体进行圆周运动，并做出各种特技动作，例如：正倒圆筋斗，方筋斗，三角筋斗，8字，四叶玫瑰线等。

目前，线操纵飞机在各航空模型的竞赛项目中备受关注。在国际比赛中，线操纵特技模型在飞行中需要完成各种高难度特技动作，这要求线操纵模型飞机应该具有良好的操控性；然而比赛时采用的标准尺寸线操纵模型飞机的机翼翼型是标准NACA0021对称翼型，这种线操纵模型飞机在大机动性筋斗特技飞行时容易出现“震动”现象，“震动”主要体现在瞬时的侧摆和瞬时的失控，尤其是在无风或微风的天气条件下比较常见。多年来，这种线操纵特技模型飞机在进行大机动筋斗飞行时出现的动态失稳问题一直困扰这人们，一直为得到有效解决。这使得现有线操纵模型飞机操控性降低，甚至会造成模型飞机坠毁。因此发明人经过潜心研究后提出一种线操纵模型飞机。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机翼，其能够提高机翼的临界失速迎角并延缓失速现象的发生，消除模型飞机在进行大机动特技飞行时出现的动态失稳现象。

本发明的另一目的在于提供一种线操纵模型飞机，包括上述机翼，利用上述机翼的线操纵模型飞机在飞行状态下可操控性和稳定性得到有效提高，帮助参赛者取得优异成绩。

本发明的实施例是这样实现的：

一方面，本实施例提供一种机翼，上述机翼的前缘呈波浪状。

在本发明的一些实施例中，上述机翼沿宽度方向的横截面呈水滴状。

另一方面，本实施例提供一种线操纵模型飞机，其包括上述的机翼和飞机本体，上述机翼分别安装于上述飞机本体的两侧，上述飞机本体安装有用于控制飞机飞行方向的操纵机构。

在本发明的一些实施例中，上述操纵机构包括水平转动安装于上述飞机本体内的三角摇臂、操纵线、传动杆和竖直转动连接于上述机翼的襟翼，上述三角摇臂相邻两端通过上述操纵线连接，上述三角摇臂的另一端与上述传动杆的一端转动连接，上述传动杆的另一端与上述襟翼转动连接。

在本发明的一些实施例中，还包括手柄，上述操纵线包括第一连接段和第二连接段，上述三角摇臂一端通过上述第一连接段与上述手柄连接，上述三角摇臂另一端通过上述第二连接段与上述手柄连接。

在本发明的一些实施例中，上述飞机本体包括机身、分别安装于上述机身两侧的尾翼、安装于上述机身底部的起落架、安装于上述机身头部的动力系统，还包括连接杆和竖直转动连接于上述尾翼的升降舵，上述升降舵和上述襟翼通过上述连接杆转动连接。

在本发明的一些实施例中，上述动力系统包括螺旋桨、电机、电子调速器和电源，上述电机安装于上述机身的头部且与上述螺旋桨连接，上述电子调速器和上述电源均安装于上述机身内，上述电机、上述电子调速器和上述电源依次电连接。

在本发明的一些实施例中，上述电源采用锂聚合物电池。

在本发明的一些实施例中，上述电机采用无刷电机。

在本发明的一些实施例中，上述机身、上述机翼和上述尾翼均采用轻木材料制作。

相对于现有技术，本发明实施例至少具有如下优点或有益效果：

本申请实施例提供了一种机翼，机翼的前缘(飞行时的迎风方向)呈波浪状。在特技飞行时，机翼需要产生更大的升力来为飞机模型完成圆周运动提供足够的向心力，而这种更大的升力需要通过增加机翼飞行迎角获得。由于波浪状的机翼前缘，使气流从前缘到后缘的运动距离不同。因此，与传统直线型机翼前缘相比，波浪状的机翼表面气流速度有更多的变化，这种速度的变化导致了机翼上不同的压力分布；压力差使得更多的旋涡和气流在高迎角时依然可以附着在机翼表面，使气流分离降到最低。因此，波浪状的机翼能够提高机翼的临界失速迎角并延缓失速现象的发生，消除模型飞机在进行大机动特技飞行时出现的动态失稳现象。

本申请实施例提供了一种线操纵模型飞机，其包括上述机翼和飞机本体，机翼分别安装于飞机本体的两侧，飞机本体安装有用于控制飞机飞行方向的操纵机构。操作者通过安装上述波浪状的机翼，提高了线操纵模型飞机飞行状态下的可操控性和飞行的稳定性，大大降低了模型飞机坠毁的风险。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定。对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本发明线操纵模型飞机的整体结构示意图；

图2为本发明线操纵模型飞机的局部剖面图；

图3为本发明实施例中操纵机构的连接示意图；

图4为本发明机翼的整体结构示意图；

图5为实施例中飞机大迎角飞行状态下的受力分析图；

图6为实施例中NACA0021翼型机翼的升力系数曲线图；

图7为实施例中对NACA0021翼型机翼Excel仿真速度曲线图；

图8为实施例中实际飞行数据曲线图；

图9为实施例中现有梯形机翼的分析图；

图10为本发明实施例中的压力分布图。

图标：100、飞机本体；110、机翼；120、操纵机构；121、三角摇臂；122、操纵线；123、传动杆；124、襟翼；125、手柄；126、连接杆；127、升降舵；130、机身；140、尾翼；150、起落架；160、电机；170、螺旋桨。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

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。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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，或者是该发明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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，若出现术语“水平”、“竖直”等术语并不表示要求部件绝对水平，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”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，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1

请参照图4，本实施例提供一种机翼110，机翼110的前缘(飞行时的迎风方向)呈波浪状。

在本实施例中，发明人针对多年来困扰国际级线操纵特技模型飞机在进行大机动筋斗飞行时出现的动态失稳问题。经过深入的运动学和空气动力学理论分析和研究，总结出问题形成的机理，根源及理论模型，并结合仿生学原理和空气动力学中的流动控制理论；参考座头鲸独特的胸鳍结构，模仿出以波浪状的前缘为基础的机翼110结构，从而提高机翼110的临界失速迎角并延缓失速现象的发生。

为了解决线操纵特技模型筋斗飞行中的动态失稳问题，首先要了解正筋斗和倒筋斗特技动作。在线操纵特技模型比赛规则中对于正筋斗动作的规定如下：飞行员应控制飞机模型从离地1.5米高度水平飞进入并完成顺时针方向3个连续、等大、同心的筋斗。筋斗的最低点应保持在地面上方1.5米，筋斗的最高点是飞行员的45度视角位置。倒筋斗的定义类似，区别仅在于它是从倒飞中进入，逆时针方向飞行。

为了更好地分析和解决问题，在研究中采用了

表1：对影响飞行中的动态失稳的潜在因素的分析

从上表失稳问题出现与否的对比描述中可以看出：

1.失稳问题只发生在第二和第三个筋斗中,但在第一个筋斗中从不出现，由此可以猜测，或许是第一个筋斗对接下来的两个筋斗产生了某种负面影响。比如，在模型飞机在完成第一个筋斗时，会在飞行路径上对附近的气流产生不稳定的湍流。这些不稳定的气流会影响到后续的第二和第三个筋斗动作，当飞机再次进入这个受到干扰的区域后，在某些随机的时刻，这些湍流会导致作用在机翼110表面的气流方向瞬时发生变化，导致局部迎角超过临界迎角，此时局部气流从机翼110表面分离，局部升力急剧下降，而使升力在机翼110上的作用变得不平衡导致失稳。

2.失稳问题通常发生在筋斗的下部,但在筋斗的上部较少出现，由此可以猜测，这可能与筋斗动作中模型的速度变化有关，下部速度高，而上部速度低。

3.失稳问题通常发生在标准尺寸的模型上,而不出现在较小的模型或室内模型。通过进一步研究三者之间的关键差异，我们可以看到后者的两种模型的大小要小得多,重量要轻得多,它使用更小的螺旋桨170。所有这些因素都会让我们猜测到或许小型的模型飞行时对附近的空气条件不会产生大的影响。换句话说,标准尺寸的飞机模型可能会在飞行路径上形成较明显的气流干扰，导致连续的筋斗受到这些气流的影响。这可以很好地解释为什么这个问题在有风的情况下不容易发生，因为风可以帮助“吹”走模型留下的气流“痕迹”。同样地，这也可以解释为什么如果飞行员从飞行圈的中心后退一步，就能克服这个问题，因为这一举动改变了飞机的物理位置，使它从上一次飞行留下的气流中脱离了出来。

4.失稳问题还有可能是在筋斗飞行中因为爬升而导致的飞行速度的降低使失速几率加大，进一步降低了机翼110的升力，加速或恶化了不稳定状态的形成。

因此，大迎角和爬升速度的变化可能是诱发失稳的主要因素。

下面运用物理学中的运动学和空气动力学理论对线操纵特技模型飞机动态失稳问题，结合前期对诱因的初步判断，加以分析和研究，总结出问题形成的机理，根源及理论模型。

承前所述，正筋斗与倒筋斗特技动作的规范和运动规律基本一致，所以本次实验以正筋斗为例进行理论分析，由此所得出的结论对正倒筋斗均适用。

按照规则，正筋斗特技动作要求飞行员应控制飞机模型从离地1.5米高度水平飞进入并完成顺时针方向3个连续、等大、同心的筋斗。筋斗的最低点应保持在地面上方1.5米，筋斗的最高点是飞行员的45度视角位置。

当模型飞机由平飞进入正筋斗动作后，模型飞机的垂直方向与模型飞机的运动方向之间会形成一个夹角θ。为了便于说明，请参考图5所示，把x、y坐标系以θ角作顺时针旋转。

在图5中:

1.迎角(α)为机身130中心线与圆筋斗切线，即飞行方向之间的夹角。

2.模型的运动方向与x轴平行，与圆弧相切。

3.升力表示为Fl。

4.模型的重力为G，x、y方向上的两个分力为Gx、Gy。

5.螺旋桨170的拉力为Fp，由于迎角的存在，Fp的方向不能再近似于相同的运动方向，因此Fp在x、y轴有两个分力。它们在图中表示为Fpx和Fpy。

6.阻力表示为Fd。Fd的方向与Fpx方向相反。

7.在y方向上的总合力表示为Fy，其数值上等效于向心力Fc。

8.运动方向的合力，或x方向的合力以Fx表示。

飞行过程中的受力分析的结果如下:

Fx＝Fpx–(Fd+Gx)＝Fpcos(α)–Fd–Gsin(θ) (1)

Fy＝Fl+Fpy–Gy＝Fl+Fp(α)-Gcos(θ) (2)

Fc＝Fy (3)

联立公式(1)，(2)和(4)可得：

确定飞机在筋斗动作时的速度和迎角。当模型飞机从水平飞行进入第一个筋斗的瞬时，模型仍然处于平飞状态，飞机并没有瞬间的速度变化，水平飞行的迎角α也非常小，趋于0，即α≈0，因此sin(α)＝0，cos(α)＝1，公式(5)可简化为:

Fc＝Fl-G (6)

此时所需要的升力为：

根据空气动力学中的升力线理论，机翼110产生的升力计算公式如下:

式中，Cl为翼型系数，v为飞机速度，s为机翼110面积，ρ为空气密度。合并等式(7)和等式(8)可知：

以本次实验的飞机模型为例(飞机模型具体见实施例3)，ρ＝1.184kg/m

利用计算机仿真软件Xfoil，我们可以计算出NACA0021翼型的升力系数曲线，如图6所示。从图中可知，升力系数Cl＝1.22时所对应的迎角约为18度。注意这个角度已经非常接近失速的临界迎角。

按照同样的逻辑，如果我们知道飞机在任一时刻的速度，就可以反向计算出当时的迎角。

因此，下面着重分析任一时刻的即时速度。在不考虑飞机的拉力和阻力做功的情况下，飞机模型在正筋斗动作中的动能和势能守恒，可以表示为：

其中V

然而，飞机的发动机和螺旋桨170会产生拉力(Fp)。这个拉力沿切线路径所做的功被作用在飞机模型上。同时，在模型高速飞行时，不能忽略来自空气的阻力(Fd)；阻力做功也作用于飞机模型上。拉力和阻力所作功的总和可以表示为：

其中W

因此，将式(11)中的能量方程调整为：

E

也可以表示为：

因此，在任何位置的瞬间速度V

公式(15)推导出了计算模型筋斗飞行时速度的理论方法。然而，在这个公式中，对x轴方向的力所作的功进行微积分计算是相当困难的。具体来说：

在上述公式中，切线方向的合力是一个变量，无法通过常规的数学微积分计算来完成，因为每个角度的升力系数和阻力系数都只能通过查表来完成。因此，一个变通的做法是借用微积分的原理，把圆周分成720等分，每等分0.5度，然后即可利用公式15/16，通过查表，依次计算出每个角度的速度和迎角数值。这个方法虽然很需要很大的工作量，但是可以利用MSExcel表格的公式计算功能和查找功能，经过简单编程，可以相对便捷地完成自动批量计算。其中阻力系数由雷诺数为2.2×10

使用MicrosoftExcel模拟，在图7中可以很直观的看到模型在整个筋斗动作中的速度，继而可以按照前述相同的逻辑计算所需的升力，并由此计算所需的升力系数(即Cl)。一旦Cl可知，我们即可以用CFD(Xfoil)回溯对应的迎角。

通过Excel仿真产生的速度曲线与安装在模型飞机上的飞行数据记录器所记录的真实飞行数据相对比，两者非常吻合，说明理论模型合理可靠。图8显示了实际飞行数据记录的一部分。

通过以上理论分析证实，正筋斗动作中模型最大的升力需求是在筋斗的较低部分。通过反向计算，我们知道在这段圆弧上，机翼110所需的迎角超过14度。从图6可以看出，14度开始的升力系数曲线开始变平，并容易进入失速区。任何气流干扰都可能引起迎角的变化，甚至在某些情况下瞬时增加，此时机翼110即会失速，变得不稳定。这与真实情况很吻合，当飞机完成第一个筋斗时，第一个筋斗所产生的空气湍流可能会导致飞机模型在完成连续的后续筋斗时失速。以上分析从理论上解释了问题产生的根本机理。

因此如果要解决线操纵特技模型筋斗飞行中的动态失稳问题，必定要解决飞机模型在飞行时大迎角和爬升速度的变化对飞机模型的影响。发明人受座头鲸特殊的胸鳍结构的启发，借鉴并模化了座头鲸的胸鳍形状并建模成为机翼110的波浪形前缘。

根据前人对座头鲸的胸鳍形状的研究，座头鲸胸鳍的突起所产生的旋涡在大迎角时可以保持升力和防止失速。这是由于这些漩涡所形成的下洗可以使气流更好地附着在机翼110表面而不产生或延迟产生气流分离从而增大了临界迎角，延缓和降低了失速的发生。此现象可以用下式表示。

其中w为下洗，V

由于座头鲸胸鳍波浪形前缘突起在几何特征上与正弦曲线最为接近，因此本研究采用了数学正弦曲线建模。标准正弦函数的数学表达式为：

y＝A(Bx) (19)

其中A决定了正弦波的振幅，B决定其波长。在典型的梯形翼中，请参考图9，给定位置x处的机翼110的弦长C可通过下式计算：

C(x)＝Cr-tanθ*x (20)

在图9中，Cr为机翼110根弦长，Ct为翼尖弦长。后掠角为θ。

以本次实验的飞机模型为例(飞机模型具体见实施例3)：Cr＝280mm，Ct＝205mm，半翼展＝700mm。

在任意x位置的振幅可以表示为：A(x)＝Ac*C(x)；

在任意x位置的波长可以表示为：λ(x)＝λc*C(x)；

其中Ac和λc是一对给定的特征系数。在以往的研究中，Ac通常为弦长的10％-50％，而λc通常为弦长的2.5％-10％[13，14，15]。

因此正弦前缘的公式就可以如下表示：

由于梯形机翼110有后掠角。因此，我们需要对上述表达进行转换，通过添加y轴偏移量，可以得到具有相应后掠角的正弦前缘°转换后的最终表达式如下：

通过计算机绘图，最终的正弦前缘如图4所示。

最后利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent对正弦前缘的有效性进行了仿真，验证了正弦前缘对机翼110气动特性的影响，证明正弦前缘能够有效提高了临界失速迎角和并延缓失速现象的发生。

1.用ICEM划分网格，在本研究中采用了结构网格以提高仿真质量和精度。

2.建立不同振幅/波长的5个网格，如表2：

表2

流场的设定，其长度为14米(50c)，宽度为4.48米(16c)，高度为8.4米(30c)。机翼110的翼根与流畅界面相接，从而可以用单边机翼110来模拟对称结构，这也为尾流提供了更多的空间。机翼110距离前方5.6米(20c)，距离后方8.4米(30c)建立流场，并将流场划分为结构网格。

3.求解器是采用SA湍流模型进行仿真的基于压力的求解器。在25摄氏度的温度下，空气密度为1.184kg/m

4.模拟结果(请参考图10)

从图10中可以看出，参数为16°迎角，0.1c/0.025c的正弦前缘凸起处的压力分布明显大于凹槽处的压力分布。由于这个压力分布的差异，气流会在机翼110前端形成涡流，作用正如涡流产生器产生诱导下洗，并最终促使气流紧贴翼面从而延缓气流分离和失速的产生。

因此可以得出：波浪状的机翼110前缘，使气流从前缘到后缘的运动距离不同。与传统直线型机翼110前缘相比，波浪状的机翼110表面气流速度有更多的变化，这种速度的变化导致了机翼110上不同的压力分布；压力差使得更多的旋涡和气流在高迎角时依然可以附着在机翼110表面，使气流分离降到最低。故而，波浪状的机翼110能够提高机翼110的临界失速迎角并延缓失速现象的发生，消除模型飞机在进行大机动筋斗飞行时出现的动态失稳现象。

实施例2

本实施例提供一种机翼110制作方法，其包括以下步骤：

第一步：制作正弦波型前缘模板；

第二步：将硬质泡沫板粘到前缘模板上；

第三步：将硬质泡沫板沿前缘模板打磨成型；

第四步：在硬质泡沫板表面涂覆有保护层。

在本实施例中，制作机翼110前缘所用的材料为硬质泡沫板。具体方法如下：1.用AutoCAD绘制正弦前缘，然后用2mm的轻木片制作正弦波型前缘模板；2.将硬质泡沫板切成长条状用胶水粘到前缘模板上；3.用砂纸沿前缘模板将其打磨成波浪状；4.最后在机翼110表面涂覆玻璃纤维和环氧树脂，使表面光滑耐用。

实施例3

请参考图1～图3，本实施例提供一种线操纵模型飞机，其包括上述机翼110和飞机本体100，机翼110分别安装于飞机本体100的两侧，飞机本体100安装有用于控制飞机飞行方向的操纵机构120。

在本实施例中，飞机本体100包括机身130、分别安装于机身130两侧的尾翼140和上述机翼110、安装于机身130底部的起落架150、安装于机身130头部的动力系统和安装于机身130内部的操纵机构120；机身130、机翼110和尾翼140的骨架均采用轻木材料制作，轻木是世界上最轻的商品用材，因其溶重最小、材质均匀、易加工，可用做多种轻型结构物的重要材料，如在航空工业户做夹心板材料；由于木材结构变异小，收缩膨胀也小，体积稳定性较好，轻木也可以做各种展览的模型或塑料贴面板等材料。在一些其他实施例中，还可以使用其他材料制作，不局限于轻木材料。飞机的总重量控制在1700g-1900g之间为宜。

机翼110沿宽度方向的横截面呈水滴状，机翼110圆弧面积较大的一侧为机翼110前缘，圆弧面积较小的一侧为机翼110后缘(见图1)，翼根弦长280mm，翼尖弦长205mm，半翼展为700mm。

操纵机构120包括水平转动安装于机身130内的三角摇臂121、操纵线122、传动杆123和竖直转动连接于机翼110的襟翼124，三角摇臂121相邻两端(图2三角摇臂121的上端、下端)通过操纵线122连接，操纵线122延伸出机翼110便于操纵者握持；三角摇臂121的另一端(图2中最右端)与传动杆123的一端转动连接，传动杆123的另一端与襟翼124转动连接。三角摇臂121上端与下端之间设有一竖直转轴，该转轴的两端分别转动安装于机身130内，操纵者通过操纵线122来实现三角摇臂121以竖直转轴为轴线在水平方向的摆动，三角摇臂121在摆动的时，通过传动杆123带动襟翼124在机翼110后缘沿竖直方向转动，从而控制飞机的飞行方向。

动力系统包括螺旋桨170、电机160、电子调速器(图中未画出)和电源(图中未画出)，在实施例中使用的电机160是朗宇品牌3120KV710无刷电机160，具有转速高，噪音低，运转顺畅，寿命长，低维护成本的特点；螺旋桨170尺寸为12*6英寸木质一字型螺旋桨170，电源为2950mAh锂聚合物电池，具有能量高、小型化、轻量化的特点，放电时理论上高出同样大小的锂离子电池10％；电源为电机160和电子调速器提供工作电压。电子调速器，简称电调，是根据控制信号调节电机160的转速。电调输入是直流，可以接稳压电源，或者锂电池。输出是三相脉动直流，直接与电机160的三相输入端相连。电调最主要的应用是航模，车模，船模，飞碟，飞盘等等玩具模型上。这些模型通过电调来驱动电机160完成各种指令，模仿其真实工作功能，以达到与真实情况相仿的效果。所以电调在生产生活中也有很广阔的应用，比如电动工具上的电调，医疗设备上的电调，汽车涡轮机上的电调，特种风机专用电调等等。

电机160安装于机身130的头部且与螺旋桨170连接，电子调速器和电池均安装于机身130内，电机160、电子调速器和电源依次通过导线电连接。在使用时，操纵者通过操纵线122来实现襟翼124在机翼110后缘沿竖直方向转动，从而控制飞机飞行方向，同时采用了波浪状的机翼110，提高了现有线操纵模型飞机的可操控性和飞行的稳定性，大大降低了模型飞机坠毁的风险；波浪状机翼110的飞行效果此处不再赘述。

实施例4

请参考图2、图3，本实施例基于实施例3的技术方案提出：还包括连接杆126和竖直转动连接于尾翼140的升降舵127，升降舵127和襟翼124通过连接杆126转动连接。

在本实施例中，升降舵127的安装方式与襟翼124的安装方式相同，不同之处在于是安装在尾翼140的后缘，升降舵127和襟翼124通过连接杆126转动连接，实现两者同步转动，这样便于操纵者更容易控制飞机的飞行方向和飞行转角。

实施例5

请参考图2，本实施例基于实施例3或实施例4的技术方案提出：还包括手柄125，操纵线122包括第一连接段和第二连接段，三角摇臂121一端通过第一连接段与手柄125连接，三角摇臂121另一端通过第二连接段与手柄125连接。通过增设手柄125，有利于操纵者控制操纵线122来操纵飞机，不会因操纵线122而勒伤手部

综上，一方面，本发明的实施例提供一种机翼110，机翼110的前缘(飞行时的迎风方向)呈波浪状。在特技飞行时，机翼110需要产生更大的升力来为飞机模型完成圆周运动提供足够的向心力，而这种更大的升力需要通过增加机翼110飞行迎角获得。由于波浪状的机翼110前缘，使气流从前缘到后缘的运动距离不同。因此，与传统直线型机翼110前缘相比，波浪状的机翼110表面气流速度有更多的变化，这种速度的变化导致了机翼110上不同的压力分布；压力差使得更多的旋涡和气流在高迎角时依然可以附着在机翼110表面，使气流分离降到最低。因此，波浪状的机翼110能够提高机翼110的临界失速迎角并延缓失速现象的发生，消除模型飞机在进行大机动特技飞行时出现的动态失稳现象。

另一方面，本申请实施例提供了一种线操纵模型飞机，其包括上述机翼110和飞机本体100，机翼110分别安装于飞机本体100的两侧，飞机本体100安装有用于控制飞机飞行方向的操纵机构120。操作者通过安装上述波浪状的机翼110，提高了线操纵模型飞机飞行状态下的可操控性和飞行的稳定性，大大降低了模型飞机坠毁的风险。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明。对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。