买专利卖专利找龙图腾，真高效！ 查专利查商标用IPTOP,全免费！专利年费监控用IP管家,真方便！

申请/专利权人：林洪烨

摘要：本发明公开了一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机，飞机由机体、航电动力模块两大模块组成。机体包含上机身、下机身、机翼、垂直尾翼结构、快速装卸磁性机构，机体的重心处还设有刻度线，所述航电动力模块包括主安装支架、快速装卸磁性机构、舵机、第一推拉杆、第二推拉杆、飞行控制舵、电子调速器、接收机、电池、前起落架、主起落架发动机和螺旋桨，所述发动机安装在主安装支架两侧，所述飞行控制舵为对称的双翼结构，所述飞行控制舵安装在主安装支架上，且所述飞行控制舵的双翼结构分别位于主安装支架两侧，所述主安装支架沿着所述机体的重心处刻度线固定安装在机体上。本发明航模飞机具有易维修调试、易更换机身、维修和时间成本低的优点。

主权项：1.一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机，其特征在于，所述航模飞机包括机体、航电动力模块和快速装卸磁性机构，所述航模飞机的重心位于所述航模飞机空气动力中心的前侧；所述机体包括上机身、下机身、机翼、垂直尾翼，所述机体的重心处还设有刻度线，所述航电动力模块包括主安装支架、舵机、第一推拉杆、第二推拉杆、飞行控制舵、电子调速器、接收机、电池、前起落架、主起落架、发动机和螺旋桨，所述发动机为两个，并分别安装在主安装支架两侧，所述螺旋桨与发动机相连，所述前起落架、主起落架安装在主安装支架底部，所述舵机安装在主安装支架上，所述飞行控制舵为对称的双翼结构，所述飞行控制舵安装在主安装支架上，且所述飞行控制舵的双翼结构分别位于主安装支架两侧，所述舵机通过第一推拉杆、第二推拉杆与飞行控制舵相连，所述主安装支架沿着所述机体的重心处刻度线固定安装在机体上，所述电池重心与航模飞机重心重合，所述航模飞机的重心与发动机推力线重合；所述航模飞机还包括快速装卸磁性机构，所述快速装卸磁性机构包括第一磁性体、第二磁性体和“L”型挂钩；所述第一磁性体固定在机体下侧；所述第二磁性体固定在航电动力模块上侧，所述“L”型挂钩的一端垂直固定在航电动力模块上侧，且所述“L”型挂钩安装在第二磁性体前方，所述机体下侧还设有与“L”型挂钩相匹配的沟槽，所述“L”型挂钩卡合在沟槽中时，第一磁性体与第二磁性体可进行磁性贴合。

全文数据：一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机技术领域[0001]本发明涉及一种航模飞机，特别是涉及一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机。背景技术[0002]固定翼航模指的是利用动力装置产生前进的推力或拉力，由机身的固定机翼产生升力，在大气层内飞行的重于空气的不能载人的航空器。通常利用无线电设备控制航模上的飞行控制舵面（以下简称飞控面偏转，以产生控制力矩，使航模飞机按操作者的意向改变飞行姿态。但飞机的灵活性与飞机的稳定性是相矛盾的两个方面，飞机越稳定就越不容易灵活操纵。特别是航模飞机多处于100米以下的近地条件，此高度范围内的气流变化强烈，飞机极易因气流扰动而改变飞行姿态，若自稳回复姿态的时间偏长，飞机很可能在还没回复飞行姿态前，就已经坠地。虽然现阶段的电子增稳技术大大提高了飞行的稳定性，但电子增稳技术的效果有限，若遇到强烈的扰动，飞机也无法保持稳定。另外电子增稳并不能克服人为的操作失误，仍会导致飞机坠毁。虽可采用抗坠毁的韧性材料来提高飞机本身的抗坠毁能力，但是材料本身韧性有限，在剧烈冲击下还是会断裂折断，无法在实质上对飞机本身起到保护作用。[0003]总的来说，由“墨菲定律”（Murphy’sLaw可知：Anythingthatcangowrongwillgowrong.:“凡事只要有可能出错，那就一定会出错。”航模存在坠地的可能性，那么就一定会坠地。而坠地的缓冲能力不足，就会毁坏飞机。现有绝大部分航模飞机的飞控面安装在机翼、水平尾翼和垂直尾翼上，与机身连成一体结构。而控制舵机也装在机翼、水平尾翼、垂直尾翼或机身上，并通过推拉杆及铰链与飞控面连接，以实现对飞控面的控制。如果航模发生碰撞，则主要易对机翼及机身产生破坏，在对机翼或者机身进行维修时，必须把装在机翼机身上的控制舵机连杆等结构一一拆下，并花费大量时间来将舵机，调速器，发动机，陀螺仪接收机，电池等等设备安装在新的机身机翼上，而且需要重新对飞控面安装角度进行调试。只有经过精准的调试飞控后才能实现完美的飞行，一旦中间这么多安装调试的步骤有任何瑕疵，都可以导致飞机再次坠毁。对于坠毁事故经常出现的固定翼航模来说，每次坠毁都导致航模使用者需要消耗大量的时间对飞机进行维修及飞控面再调校，甚至有时会需要更换整个机身甚至整个航模，造成大量的经济损失。[0004]而且当前市场上航模飞机型号众多，虽然发动机，电子调速器，接收机，舵机，陀螺仪，遥控器等主要部件已经模块化和通用化，但是机身，机翼等大部件只实现了模块化，而并不具有通用性。比如，这一型号的飞机机身和机翼，是不可以用在另一架飞机上的，如果装上了，是不能稳定飞行的。导致航模爱好者若想收集多种飞机，则只能直接购买航模飞机整体包含飞机内的所有设备），严重限制了航模爱好者对飞机的收藏。[0005]此外，由于航模经常被暴力起降或重着陆，起落架结构经常受到巨大的冲击，很容易折断或变形，严重影响航模飞机的使用寿命。发明内容[0006]本发明提供了一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机，以至少解决现有技术中航模飞机不易维修调试、不易更换机身、发生坠机的维修成本和时间成本高的问题本发明提供了一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机，包括机体、航电动力模块和快速装卸磁性机构，所述航模飞机的重心位于所述航模飞机空气动力中心的前侧。[0007]进一步地，所述机体包括机身、机翼、垂直尾翼，所述机体的重心处还设有刻度线，所述航电动力模块包括主安装支架、舵机、第一推拉杆、第二推拉杆、飞行控制舵、电子调速器、接收机、电池、前起落架、主起落架、发动机和螺旋桨，所述发动机安装在主安装支架两侧，所述螺旋桨与发动机相连，航模飞机的重心与发动机推力线重合，所述前起落架、主起落架安装在主安装支架底部，所述舵机安装在主安装支架上，所述飞行控制舵为对称的双翼结构，所述飞行控制舵安装在主安装支架上，且所述飞行控制舵的双翼结构分别位于发动机两侧，所述舵机通过第一推拉杆、第二推拉杆与飞行控制舵相连，所述主安装支架沿着所述机体的重心处刻度线固定安装在机体上，所述电池重心与航模飞机重心重合。[0008]更进一步地，所述机翼选自具有大展弦比、高升阻比的机翼或中展弦比机翼或具有小展弦比、大后略角的机翼，所述机翼与机体具有固定的安装夹角，所述螺旋桨选自两叶大直径小螺距螺旋桨、多叶小直径大螺距螺旋桨或中直径大螺距螺旋桨中的一种，所述航模飞机的空气动力中心与航模飞机重心的相对位置固定。[0009]进一步地，所述电子调速器与发动机相连，所述接收机分别与电子调速器、舵机相连，所述电池与电子调速器相连。[0010]进一步地，所述航电动力模块还设有机头缓冲器。[0011]更进一步地，所述机头缓冲器为抗坠毁碳纤维缓冲杆，所述抗坠毁碳纤维缓冲杆包括碳纤维减震柱、壳体、减震叉、弹性减震胶圈，所述壳体内设有贯通的导向孔，所述碳纤维减震柱插于壳体的导向孔中，且所述碳纤维减震柱与减震叉相连，并与位于壳体一端的减震叉相连，所述弹性减震胶圈分别与减震叉、壳体远离减震叉的一端相连。[0012]进一步地，所述前起落架包含底座、转向叉、缓冲转臂、机轮、弹性体，所述机轮安装在缓冲转臂底部，所述转向叉包括顶板、左侧板、右侧板、插销，所述顶板分别与左侧板、右侧板相连，所述左侧板、右侧板位置相对，所述左侧板、右侧板上分别设有第一通孔、第二通孔，所述插销固定在第一通孔、第二通孔内，所述缓冲转臂通过插销安装在转向叉上，所述底座底部设有底轴，所述底座通过底轴与转向叉的顶板相连，所述缓冲转臂顶端通过弹性体与转向叉或底座相连。[0013]进一步地，所述航模飞机还包括快速装卸磁性机构，所述快速装卸磁性机构包括第一磁性体、第二磁性体和“L”型挂钩;所述第一磁性体固定在机体下侧;所述第二磁性体固定在航电动力模块上侧，所述“L”型挂钩的一端垂直固定在航电动力模块上侧，且所述“L”型挂钩安装在第二磁性体前方，所述机体下侧还设有与“L”型挂钩相匹配的沟槽，所述“L”型挂钩卡合在沟槽中时，第一磁性体与第二磁性体可进行磁性贴合。[0014]更进一步地，所述顶板上具有插孔，所述底座的底轴通过插孔与转向叉的顶板相连，所述转向叉可相对于底座在水平角度进行旋转。[0015]更进一步地，所述弹性体为胶圈，所述胶圈分别与底轴、缓冲转臂上端相连。[0016]更进一步地，所述缓冲转臂包括缓冲转臂上部、缓冲转臂下部，所述缓冲转臂上部与缓冲转臂下部的长度比例为1:2〜1:7,所述缓冲转臂上部相对于缓冲转臂下部为弯折结构，且所述转向叉与缓冲转臂下部的上端相连。[0017]进一步地，所述机体上装有快速装卸磁性机构，所述主安装支架通快速装卸磁性机构固定在机体底部。[0018]进一步地，所述电池为可充电电池。[0019]本发明与现有技术相比，将发动机、接收机、调速器、舵机、起落架，飞行控制舵等集合成一个整体模块，形成通用化的航电动力模块，在更换机身时不需要再进行调试，有效节省大量安装调试时间。同时，本发明将机体、机翼、以及垂直尾翼做成一个整体模块，达到迅速整体更换本身的特点，并且不同款式的机身可以共用一套航电动力模块，航模爱好者只需购买一个航电动力模块，通过更换不同款式的机身来达到拥有多架航模的目的，有效节约了大量成本，且当发生坠机事故时，航模爱好者只需要对准机身上的刻度线将航电动力模块与机身吸合即可完成机身的更换，不需要安装与调试大量设备，有效提高了更换效率，节约了大量时间成本。此外，本发明将飞行控制舵与容易发生碰撞损坏的机身分离，将飞行控制舵安装在航电动力模块上，并使飞行控制舵处于飞机的尾部，当发生坠机需要更换机身时，由于飞行控制舵还有航电动力模块并未受损绝大部分的最毁事故都是飞机机头触地），因此，只要整体安装在新的机身上即可，简化航模飞机的再安装步骤，节省大量时间。附图说明[0020]图1为本发明实施例结构示意图；图2为本发明实施例航电动力模块结构示意图；图3为本发明实施例系统控制逻辑示意图；图4为本发明实施例抗坠毁碳纤维缓冲杆安装位置示意图；图5为本发明实施例抗坠毁碳纤维缓冲杆结构示意图；图6为本发明实施例前起落架结构示意图；图7为本发明实施例大航程构型航模飞机的结构示意图；图8为本发明实施例高速度构型航模飞机的结构示意图；图9为本发明实施例大敏捷构型航模飞机的结构示意图；图10为本发明实施例航模飞机快速装卸磁性机构局部结构的结构示意图。具体实施方式[0021]为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。[0022]需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。本发明可以通过安装不同的机身和机翼，达到变换飞机空气动力构型的目的，理论上本发明具有无穷多种空气动力构型。[0023]本发明实施例公开了一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机，如图1所示，所述航模飞机包括机体1、航电动力模块2,所述航模飞机的空气动力中心位于与航模飞机重心的前侧。[0024]可选的，所述机体1包括机体、机翼、垂直尾翼，所述机体丨的中心和重心处还设有刻度线，所述航电动力模块2包括主安装支架21、舵机31、第一推拉杆23、第二推拉杆24、飞行控制舵25、电子调速器32、接收机32、电池22、前起落架27、主起落架28、发动机29和螺旋桨30,所述发动机29安装在主安装支架21两侧，所述螺旋桨30与发动机29相连，航模飞机的空气动力中心与发动机推力线重合，所述前起落架27、主起落架28安装在主安装支架21底部，所述舵机安装在主安装支架21上，所述飞行控制舵25为对称的双翼结构，所述飞行控制舵25安装在主安装支架21上，且所述飞行控制舵烈的双翼结构分别位于发动机29两侧，所述舵机通过第一推拉杆23、第二推拉杆24与飞行控制舵25相连，所述主安装支架21沿着所述机体1的中心和重心处刻度线固定安装在机体上，所述电池22重心与航模飞机重心重合。[0025]特别的，所述机翼包含多种构型的多个机翼，所述多种构型的多个机翼可以任选其一，与上机身、下机身安装在一起组合成一个机体。所述机翼包含但不限于）以下几种：具有大展弦比、高升阻比的机翼或中展弦比机翼或具有小展弦比、大后略角的机翼，所述机翼与机体具有固定的安装夹角，所述螺旋桨3〇选自两叶大直径小螺距螺旋桨、多叶小直径大螺距螺旋桨或中直径大螺距螺旋桨中的一种，所述航模飞机的空气动力中心与航模飞机重心的相对位置固定。[0026]特别的，如图10所述快速装卸磁性机构包括第一磁性体。第二磁性体和挂钩;第一磁性体位于第二磁性体上方;挂钩位于磁性体前方;所述挂钩呈“L”型。快速装卸磁性机构分别由：.航电与动力模块上设有磁铁固定底座，底座内固定装有磁铁，上机身上也固定有磁铁，并且航电与动力模块前端安有L形结构，•上机身前端的沟槽构成。安装时只要把航电与动力模块前端的L形结构对准上机身前端的沟槽插入，然后后端航电与动力模块上的磁铁对准上机身上固定的磁铁相吸合就装配完成。十分简单快捷。用时少于5秒。[0027]其中，如图1所示，电子调速器、接收机、舵机集成于航空包32中，且电池22、航空包32位于前起落架27、主起落架28之间，舵机通过第一推拉杆23、第二推拉杆24与飞行控制舵25相接，实现舵机对飞行控制舵25的控制。[0028]如图1，机身1、机身1'虽为多种不同型号的飞机机体，但均可通过与航电动力模块的组合完成航模飞机的组装，快速实现了飞机机身1的更换，航电动力模块2集成了除机身外的其余设备，且每个子设备都是模块化，便于更换。[0029]本发明实施例将航电动力模块与机体的组合体作为一个整体，通过确保重心位于整体的空气动力中心之前，确保飞机能够进行稳定飞行、有效避免坠毁。[0030]本发明实施例通过将机身、机头、机翼、垂直尾翼做成一个整体模块一一机体1，可以迅速更换，若机体1受损，只需将旧的机体1从航电动力模块上除去，再将航电动力模块与新机体1上的刻度线相黏合，一方面可以保证新旧飞机的重心与空气动力中心相对位置不发生改变，从而确保新飞机具有较高的稳定性;另一方面飞机的发动机29推力线与机身的相对位置也没发生改变，从确保新飞机与旧飞机的动力飞行特性没有发生改变;同时，新飞机的飞行控制舵25与机身的相对位置也没发生改变，飞行控制舵25的中立位与偏转角度范围也未发生改变，从而确保飞行控制舵25的控制力矩不变，避免了对飞机的再调试，确保新飞机可以直接进行再飞行，坠毁飞机的维修调试时间成本可从以前的几个小时到几十个小时不等缩短到五秒钟之内，维修效率可提高几千倍。[0031]应当注意的是，不同款机身上有明确的刻度线，使得航电动力模块2对准刻度线与机身粘合以后，整个飞机的重心刚好位于飞机可以稳定飞行的重心位置，即航模飞机的空气动力中心与其重心的相对位置稳定不变。使多种机体组合的构型能够具有相同的空气动力中心和重心。[0032]如图7所示，为一种大航程构型的航模飞机。机身1采用大展弦比、高升阻比的机翼，且机翼边缘的翼梢具有小翼，螺旋桨30为两叶大直径小螺距螺旋桨。[0033]本发明实施例通过采用大展弦比、高升阻比的机翼，提高了升力降低了翼载荷，进而提高了飞行气动效率。此外，本发明实施例通过装载大容量电池，提高了航模飞机的航程。[0034]如图8所示，为一种高速度构型的航模飞机。机身1采用小展玄比，大后略角，小厚度的三角形机翼，且机体为小截面积机体;螺旋桨30为多叶小直径大螺距螺旋桨，电池22为小容量电池。[0035]本发明实施例采用小展玄比，大后略角，小厚度的三角形机翼，小截面积机体，有效降低了飞行阻力，并通过采用小容量电池降低了飞机重量，提高了发动机喷气速度，提高飞行速度。[0036]如图9所示，为一种大敏捷构型的航模飞机。机身1采用中等展玄比机翼，中直径大螺距螺旋桨，小容量电池。[0037]本发明实施例通过采用中直径大螺距螺旋桨，小容量电池提高了发动机推力与推重比，进而使飞机具有较高的操纵灵敏度。[0038]应当注意的是，还可以采用具有高稳定性构型的机身1来侧重提高飞行稳定性。本发明还可以通过采用具有观赏性构型的世界名机使得飞机更具有观赏性与趣味性。或者给玩家自己动手设计具有各种机翼的DIY构型，使玩家享受创造的乐趣。[0039]本发明实施例通过将航模飞机的重心与发动机推力线重合，有效保证了发动机推力产生的抬头力矩为零，确保航模飞机便于控制。同时，本发明实施例通过确保不同构型的机翼与机身之间具有相同固定的安装夹角，防止各种构型的机翼在飞行中对机身产生额外的不平衡力距，确保不同机身可以正常飞行。此外，本发明实施例通过将电池的重心位置与飞机整体的重心重合，确保在对电池的进行更换时，航模飞机的重心不会因电池的容量变化而变化，使用者可以根据实际飞行需要对电池容量进行自由更换而不会影响航模飞机重心的变化，确保航模飞机的飞行稳定性。[0040]本发明实施例将发动机29、接收机32、调速器32、舵机31、起落架27、28,飞行控制舵25等集合成一个整体模块，形成通用化的航电动力模块2，在更换机身时不需要再进行调试，有效节省大量安装调试时间。同时，本发明实施例将机身、机翼、水平尾翼以及垂直尾翼做成一个整体模块，达到迅速整体更换本身的特点，并且不同款式的机身可以共用一套航电动力模块2,航模爱好者只需购买一个航电动力模块2,通过更换不同款式的机身来达到拥有多架航模的目的，有效节约了大量成本，且当发生坠机事故时，航模爱好者只需要对准机身上的刻度线将航电动力模块2贴上机身即可完成机身的更换，不需要安装与调试大量设备，有效提高了更换效率，节约了大量时间成本。此外，本发明实施例将飞行控制舵25与容易发生碰撞损坏的机身分离，将飞行控制舵25安装在航电动力模块2上，并使飞行控制舵25处于飞机的尾部，当发生坠机需要更换机身时，由于飞行控制舵25还有航电动力模块2并未受损，因此，只要整体安装在新的机身上即可，简化航模飞机的再安装步骤，节省大量时间。[0041]还需注意的是，不同构型的机体具有不同的机翼展玄比、翼形、后略角、上反角、机身截面积等等，因此不同构型的飞机具有不同的升力系数、升阻比、稳定性等等。本发明实施例只用一个航电动力模块2作为飞机的核心，通过换机身，使使用者可以低成本体验完全不同飞机的飞行特性，从而提高飞行乐趣。在运用上，对于不同的需求，可以快速的通过更换机身达到飞行特性的改变，以适应具体的需要。特别是当需要比较长的留空时间时，换上比较大展玄比升力系数高的机身，这样可以用低油门慢速飞行而升力却足够，极大提高留空时间，而当需要比较高的速度和灵敏度的时候，换上小展玄比后掠翼机身。这样可以有比较高的航速和控制灵敏度。如果飞机坠地，机身可以极大的吸收损害能量，从而确保航电动力模块2的完好，可以迅速再次进行飞行，达到节约资金成本与时间成本的效果。[0042]特别的，机身1为耐冲击材质，进一步提高航模飞机的耐冲击能力。[0043]可选的，如图3所示，所述电子调速器与发动机相连，所述接收机分别与电子调速器、舵机相连，所述电池与电子调速器相连。[0044]其中，如图3所示，电池可通过接收机分别向电子调速器、舵机、发动机进行供电。接收机接收无线电控制信号，解码以后形成控制信号，发送给调速器，调速器控制发动机转速。同时接收机将控制信号发送给舵机，控制舵机转动，舵机拉动推拉杆，控制飞行控制舵25面偏转，产生控制力矩，从而控制飞机飞行姿态的改变。航电动力模块2可以在更换机身的时候整体组装，不需要调试，有效节省大量安装调试时间。[0045]在飞行时，如图3所示，使用者通过地面遥控器向接收机发送控制信号，通过接受机实现对调速器、舵机的控制，从而达到对飞机飞行状态和飞行姿态的控制。[0046]可选的，如图4所示，所述航电动力模块2还设有机头缓冲器4。[0047]特别的，如图5所示，所述机头缓冲器4为抗坠毁碳纤维缓冲杆4,所述抗坠毁碳纤维缓冲杆4包括碳纤维减震柱41、壳体42、减震叉43、弹性减震胶圈44，所述壳体42内设有贯通的导向孔45,所述碳纤维减震柱41插于壳体42的导向孔45中，且所述碳纤维减震柱41与减震叉43相连，并与位于壳体42—端的减震叉43相连，所述弹性减震胶圈44分别与减震叉43、壳体42远离减震叉43的一端相连。[0048]其中，如图5所示，抗坠毁碳纤维缓冲杆4由碳纤维减震柱41、壳体42、减震叉43及若干弹性减震胶圈44组成，且位于机头前部，碳纤维减震柱41向前伸出。[0049]在飞机以机头向下坠毁时，机头处的碳纤维减震柱41最先触地，碳纤维减震柱41向机头内部收缩，从而推动胶圈54拉伸。胶圈产生反向拉力阻止碳纤维杆收缩，实现对飞机机体的减速，在机身完全坠地前快速降低飞机与地面的相对速度，确保机身不会产生破坏和变形，实现对机身1及航电动力模块2的保护。[0050]本发明实施例通过采用抗坠毁碳纤维缓冲杆4对小型航模坠毁时产生的冲击能量进行吸收，起到有效的缓冲和保护作用，确保机身1及航电动力模块2不会因过大冲击而损坏，大大延长飞机的使用寿命及总飞行时间。此外，本发明实施例中航电动力模块2布置在机身靠后的位置，特别是发动机2Q和螺旋桨3〇都位于飞机后端，利用缓冲杆5及机身来吸收坠地能量，最大限度的保护航电动力模块2,特别是发动机29、螺旋桨30、舵机、飞行控制舵25等元件不受损坏，最大化的降低飞机的损坏，确保飞机可以通过迅速更换机身，实现再次飞行，避免了再次的调试。[0051]可选的，所述前起落架27包含底座271、转向叉272、缓冲转臂273、机轮274、弹性体275,所述机轮W4安装在缓冲转臂273底部，所述转向叉272包括顶板、左侧板、右侧板、插销，所述顶板分别与左侧板、右侧板相连，所述左侧板、右侧板位置相对，所述左侧板、右侧板上分别设有第一通孔、第二通孔，所述插销固定在第一通孔、第二通孔内，所述缓冲转臂273通过插销安装在转向叉272上，所述底座271底部设有底轴，所述底座271通过底轴与转向叉272的顶板相连，所述缓冲转臂273顶端通过弹性体275与转向叉272或底座271相连。[0052]特别的，如图6所示，所述顶板上具有插孔，所述底座271的底轴通过插孔与转向叉的顶板相连，所述转向叉272可相对于底座271在水平角度进行旋转。[0053]特别的，如图6所示，所述弹性体275为胶圈275,所述胶圈275分别与底轴、缓冲转臂273上端相连。[0054]特别的，如图6所示，所述缓冲转臂273包括缓冲转臂上部、缓冲转臂下部，所述缓冲转臂上部与缓冲转臂下部的长度比例为1:2〜1:7,所述缓冲转臂上部相对于缓冲转臂下部为弯折结构，且所述转向叉272与缓冲转臂下部的上端相连。[0055]其中，如图6所示，弹性体275为胶圈275并套合在底轴和缓冲转臂273上。底座271与主安装支架21之间为浮动连接。底轴和缓冲转臂273上均具有用于固定胶圈275的卡槽。转向叉272套入底座271的轴内，使得转向叉272可以在水平方向上进行左右转向。[0056]应当注意的是，弹性体275也可为金属弹簧，且在弹性体275为金属弹簧时可分别与转向叉272、缓冲转臂上部顶端固定相连。[0057]如图6所示，在航模飞机着陆时，机轮274受到冲力，在机轮274的带动下缓冲转臂273的下部相对转向叉272进行旋转，使缓冲转臂273的缓冲转臂上部远离底轴，对并对胶圈275进行拉伸，胶圈275形成反向的弹力，抵抗转臂转动，从而对飞机起降产生缓冲效果。[0058]转向叉272在转向时，可以通过缓冲转臂273传递到机轮274,使机轮274同步转向。[0059]普通航模前起落架由于经常被暴力起降或重着陆，经常受到巨大的冲击，很容易折断或变形，失去转向功能，本发明实施例采用弹性体275将底座271与缓冲转臂273顶端相连，在受到冲击时，利用弹性体275吸收前起落架所受冲击力，降低底座271、缓冲转臂273所受冲力，进而提高前起落架27的使用寿命。此外，在飞机非正常着陆（坠地时，前起落架的缓冲性能可以有效吸收坠落对机身产生的瞬间冲击，减轻机身的应力集中，降低坠地对飞机造成的损坏。同时，本发明实施例通过采用转向叉272与底轴进行转动连接，使转向叉272可以在水平方向上进行左右转向，确保飞机在起飞前具有角度调整功能。[0060]可选的，所述机身1上装有快速装卸磁性机构，所述主安装支架21通过快速装卸磁性机构固定在机身1底部。[0061]本发明实施例通过在机身1上设置快速装卸磁性机构，达到提示使用者航电动力模块2安装位置的效果，进一步方便使用者对航电动力模块2的安装，降低航模飞机的组装及再维修难度，扩大航模飞机的可用范围。[0062]可选的，所述电池22为可充电电池。[0063]可选的，如图10所示，所述航模飞机还包括快速装卸磁性机构，所述快速装卸磁性机构包括第一磁性体51、第二磁性体52和“L”型挂钩53;所述第一磁性体51固定在机体1下侧;所述第二磁性体52固定在航电动力模块2上侧，所述“L”型挂钩53的一端垂直固定在航电动力模块2上侧，且所述“L”型挂钩53安装在第二磁性体52前方，所述机体1下侧还设有与“L”型挂钩53相匹配的沟槽54,所述“L”型挂钩53卡合在沟槽54中时，第一磁性体51与第二磁性体52可进行磁性贴合。[0064]其中，如图10所示，沟槽54位于机体1下侧，且沟槽54处于第一磁性体51和机头之间。沟槽54开口较大，可供L形结构53的L端插入，且沟槽54在一侧具有内凹插口，可供L形结构53的一端卡入。[0065]在安装时，只需把航电动力模块2前端的L形结构53对准机体1前端的沟槽54插入并固定，然后将后端航电动力模块上的第二磁性体52对准机体1上固定的第一磁性体51相吸合，完成装配。[0066]本发明实施例通过采用快速装卸磁性机构，省去传统的胶黏方式，使对机体1的更换变得十分简单快捷，提高更换效率，缩短更换所需用时，对于熟悉的使用者，可以在少于5秒的时间内快速完成机体1的更换。[0067]最后应当说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制，尽管参照上述实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解，技术人员阅读本申请说明书后依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者等同替换，但这些修改或变更均未脱离本发明申请待批权利要求保护范围之内。

权利要求：1.一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机，其特征在于，所述航模飞机包括机体、航电动力模块和快速装卸磁性机构，所述航模飞机的重心位于所述航模飞机空气动力中心的前侧。2.根据权利要求1所述的抗坠毁固定翼航模飞机，其特征在于，所述机体包括上机身、下机身、机翼、垂直尾翼，所述机体的重心处还设有刻度线，所述航电动力模块包括主安装支架、舵机、第一推拉杆、第二推拉杆、飞行控制舵、电子调速器、接收机、电池、前起落架、主起落架、发动机和螺旋桨，所述发动机为两个，并分别安装在主安装支架两侧，所述螺旋桨与发动机相连，所述前起落架、主起落架安装在主安装支架底部，所述舵机安装在主安装支架上，所述飞行控制舵为对称的双翼结构，所述飞行控制舵安装在主安装支架上，且所述飞行控制舵的双翼结构分别位于主安装支架两侧，所述舵机通过第一推拉杆、第二推拉杆与飞行控制舵相连，所述主安装支架沿着所述机体的重心处刻度线固定安装在机体上，所述电池重心与航模飞机重心重合，所述航模飞机的重心与发动机推力线重合。3.根据权利要求2所述的航模飞机，其特征在于，所述机翼选自具有大展弦比、高升阻比的机翼或中展弦比机翼或具有小展弦比、大后略角的机翼中的一种，所述机翼与上机身、下机身安装在一起组合成一个机体，所述机翼与机体具有固定的安装夹角，所述螺旋桨选自两叶大直径小螺距螺旋桨、多叶小直径大螺距螺旋桨或中直径大螺距螺旋桨中的一种，所述航模飞机的空气动力中心与航模飞机重心的相对位置固定。4.根据权利要求2所述的航模飞机，其特征在于，所述电子调速器与发动机相连，所述接收机分别与电子调速器、舵机相连，所述电池与电子调速器相连。5.根据权利要求2所述的航模飞机，其特征在于，所述航电动力模块还设有机头缓冲器。6.根据权利要求5所述的航模飞机，其特征在于，所述机头缓冲器为抗坠毁碳纤维缓冲杆，所述抗坠毁碳纤维缓冲杆包括碳纤维减震柱、壳体、减震叉、弹性减震胶圈，所述壳体内设有贯通的导向孔，所述碳纤维减震柱插于壳体的导向孔中，且所述碳纤维减震柱与减震叉相连，并与位于壳体一端的减震叉相连，所述弹性减震胶圈分别与减震叉、壳体远离减震叉的一端相连。7.根据权利要求2所述的航模飞机，其特征在于，所述前起落架包含底座、转向叉、缓冲转臂、机轮、弹性体，所述机轮安装在缓冲转臂底部，所述转向叉包括顶板、左侧板、右侧板、插销，所述顶板分别与左侧板、右侧板相连，所述左侧板、右侧板位置相对，所述左侧板、右侧板上分别设有第一通孔、第二通孔，所述插销固定在第一通孔、第二通孔内，所述缓冲转臂通过插销安装在转向叉上，所述底座底部设有底轴，所述底座通过底轴与转向叉的顶板相连，所述缓冲转臂顶端通过弹性体与转向叉或底座相连。8.根据权利要求7所述的航模飞机，其特征在于，所述顶板上具有插孔，所述底座的底轴通过插孔与转向叉的顶板相连，所述转向叉可相对于底座在水平角度进行旋转，所述弹性体为胶圈，所述胶圈分别与底轴、缓冲转臂上端相连。9.根据权利要求7所述的航模飞机，其特征在于，所述缓冲转臂包括缓冲转臂上部、缓冲转臂下部，所述缓冲转臂上部与缓冲转臂下部的长度比例为1:2〜1:7,所述缓冲转臂上部相对于缓冲转臂下部为弯折结构，且所述转向叉与缓冲转臂下部的上端相连。10.根据权利要求1所述的航模飞机，其特征在于，所述航模飞机还包括快速装卸磁性机构，所述快速装卸磁性机构包括第一磁性体、第二磁性体和“L”型挂钩;所述第一磁性体固定在机体下侧;所述第二磁性体固定在航电动力模块上侧，所述“L”型挂钩的一端垂直固定在航电动力模块上侧，且所述“L”型挂钩安装在第二磁性体前方，所述机体下侧还设有与“L”型挂钩相匹配的沟槽，所述“L”型挂钩卡合在沟槽中时，第一磁性体与第二磁性体可进行磁性贴合。

百度查询： 林洪烨 一种机身通用化的抗坠毁固定翼航模飞机