專利名稱：一種小型多用途無人機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種小型多用途無人機的設計，屬于航空飛行器的結構設計領域，特別是有較大續(xù)航時間要求的小型無人機結構設計。
背景技術：
無人機成本較為低廉，能夠避免駕駛人員的傷亡，可以執(zhí)行許多有人機所不能執(zhí) 行的任務，應用前景廣闊?，F有無人機主要采用簡單的盒型機身，常規(guī)六面體形狀油箱，飛行阻力大，機內空 間利用率低，所載燃油量較小，航程航時都較短。并且大多按照具體的任務載荷量身定做， 對于任務載荷裝載的通用性不強；在對沒有正式定型的載荷進行搭載試驗時，不是非常方 便，有時甚至還需要對機體結構進行改造。

發(fā)明內容
針對現有技術的上述問題，本發(fā)明人開發(fā)了一種油箱嵌入翼身融合體的V尾布局 無人機。本發(fā)明的無人機主要用于執(zhí)行科研實驗、遙感探測和空中航拍等飛行任務。該無 人機具有如下特點1)續(xù)航時間較長，便于開展對航時要求較高的飛行任務；2)使用簡單， 便于操縱；3)穩(wěn)定性較好，適合搭載自動駕駛儀、航拍相機、攝像機等設備；4)對起降條件 要求較低。根據本發(fā)明的一個方面，提供了一種小型無人機，其特征在于包括機身；連接在 所述機身上的機翼；尾翼；以及尾撐，用于實現所述尾翼與機身的連接。根據本發(fā)明的一個進一步的方面，上述小型無人機進一步包括安裝在所述機身 的前端的發(fā)動機；所述發(fā)動機驅動的螺旋槳，用于為飛機提供飛行所需的拉力。根據本發(fā)明的一個進一步的方面，上述小型無人機進一步包括設置在所述機身 的上部的一個機艙蓋，其與所述機身限定了一個機艙；其中所述機身為一個具有一定翼型 的扁平升力體。根據本發(fā)明的一個進一步的方面，上述尾翼為V型尾翼，尾翼后緣設有控制面，從 而可通過V尾混控模式實現升降舵和方向舵的功能。根據本發(fā)明的另一個方面的無人機進 一步包括模塊化裝載設計，包括位于機身(1)中部的底板支撐板(32)，用于安裝機載設備。


圖1顯示了根據本發(fā)明的一個實施例的小型無人機的整體外形圖。圖2顯示了根據本發(fā)明的一個實施例的油箱布置示意圖。圖3顯示了根據本發(fā)明的一個實施例油箱連接示意圖。圖4顯示了根據本發(fā)明的一個實施例的底板示意圖。圖5顯示了根據本發(fā)明的一個實施例的設備與底板安裝示意圖。
圖6顯示了根據本發(fā)明的一個實施例的設備安裝與效果圖。
具體實施例方式為了解決現有小型無人機航程、航時較小，且在機載設備“拆卸一安裝”模式上耗 費時間較長、過程煩瑣等問題；本發(fā)明的一個基本方面是提供了一款阻力小、結構設計合理 的小型無人機方案，能夠對機載設備快速裝卸。本發(fā)明的一個進一步的方面是提供了一款阻力小，載油量大，航時較長，能夠執(zhí)行 遠程飛行任務的小型無人機方案，該分案采用機載設備模塊化裝卸設計，能夠對機載設備快速裝卸。
根據本發(fā)明的一個實施例主要是通過對翼身融合體的V尾布局無人機的總體布 局的合理設計與裝配調試來實現的。根據本發(fā)明的一個進一步的實施例主要是通過對油箱嵌入翼身融合體的V尾布 局無人機的總體布局、嵌入式油箱設計、交替式供油方式以及模塊化機載設備安裝形式的 合理設計與裝配調試來實現的。以下結合具體實施例說明本發(fā)明的技術方案1)小型無人機的總體布局該小型無人機采用常規(guī)式氣動布局(如圖1所示)，翼身融合體設計，拉進式動力 裝置，V型尾翼及前三點式起落架。其中機身(1)為一個具有一定翼型的扁平升力體，上部設有一個機艙蓋(9)，內部 為一個大容量的機艙，用于機載設備的安裝。機身兩側通過合理的曲線與機翼(3)融合，保 證較好的氣動特性。機身前端安裝有發(fā)動機(10)，發(fā)動機(10)驅動螺旋槳(11)，為飛機提 供飛行所需的拉力。根據一個實施例，機翼(3)平面形狀為梯形，其前緣后掠、后緣前掠。每側機翼外 側后緣設置有副翼(4)，內側后緣設置有襟翼(5)。根據一個實施例，尾翼采用V型尾翼(7)。根據一個具體實施例，尾翼(7)的左右 尾翼互成約120°。尾翼后緣設有控制面(6)，通過V尾混控模式可實現升降舵和方向舵的 功能。V型尾翼(7)與機身⑴的連接通過尾撐⑶實現。尾撐⑶采用諸如帶錐度的碳 纖維復合材料圓管；根據一個具體實施例，該圓管直徑較小的一端用于安裝V型尾翼(7)， 直徑較大的一端與機身(1)的尾部連接。前起落架(12)位于機身(1)的前下方，主起落架系統(tǒng)(2)位于機身(1)中下部。2)嵌入式油箱設計根據本發(fā)明的一個實施例，如圖2所示，機身內部左前方、左后方、右前方和右后 方各布置有左前油箱(16)、左后油箱(15)、右前油箱(13)以及右后油箱(14)，這樣設計 既不額外增加阻力，又為機身中部載荷艙(17)留出盡可能大的空間，提高了飛機的裝載能 力。油箱的外形與常規(guī)六面體形狀不同，而是根據翼身融合體機身外形而定，即左、右前油 箱(13)、(16)側面呈翼型前緣形狀，左、右后油箱(14)、(15)后部呈翼型后緣形狀，內部中 空，裝載油料。3)交替式供油方式
根據本發(fā)明的一個實施例，如圖3所示，進氣管(22)插入左后油箱(15)，左后油箱(15)通過油管(21)與右前油箱(13)相連，右前油箱(13)通過油管(20)與右后油箱(14) 相連，右后油箱(14)通過油管(19)與左前油箱(16)相連，左前油箱(16)通過油管(23) 與防氣泡油箱(18)相連，防氣泡油箱(18)通過油管(24)與發(fā)動機相連。油箱按上文連接完畢后，飛行中發(fā)動機耗油的順序是先使用左后油箱(15)中的 燃油，接著使用右前油箱(13)中的燃油，再接著使用右后油箱(14)中的燃油，最后使用左 前油箱(16)中的燃油。這樣，燃油在全機的消耗順序依次為左后一右前一右后一左前，這 樣每消耗一個后部油箱的燃油，就相應消耗一個前部油箱的燃油，避免兩個后部油箱同時 消耗或兩個前部油箱同時消耗，從而保證燃油消耗對整機重心的影響在容許范圍之內。防氣泡油箱(18)的主要特點是相對主油箱體積較小，這樣可以保證在整個飛行 過程中，不論主油箱(13)、(14)、(15)、(16)內油位如何變化，防氣泡油箱(18)內均為滿油 狀態(tài)，從而為發(fā)動機穩(wěn)定供油。4)模塊化裝載為便于機載設備的安裝和替換，并減小對飛機結構的影響，該機機身中部設計了 模塊化裝載結構(如圖4所示)。底板支撐板(32)設計于機身(1)中部，上面設計有螺釘孔(31)，螺釘孔背面鑲有 反抓螺母，用于安裝螺釘以固定底板(42)。底板支撐板(32)的前部設計有方孔(33)，成 “口 ”形，為安裝探測云臺等機載設備預留空間。機載設備(41)安裝于底板(42)上表面(如圖5所示)，底板的四個角設計有螺釘 孔(43)。安裝機載設備時，首先將機載設備(41)固定于底板(42)上表面，之后用螺釘將底 板(42)固定于底板支撐板(32)上(如圖6所示)。下面通過兩個實例對本發(fā)明的實施方式進行更具體的說明實例一，長航時帶任務飛行整機采用翼身融合體和“V”形尾翼設計以及拉進式動力裝置，阻力小，升力大。 由于安裝了采用交替式供油形式的嵌入式油箱，在無人機起飛后，采用左后油箱一右前油 箱一右后油箱一左前油箱的順序依次為發(fā)動機供油，在耗油過程中整機重心縱向變化量較 小，且由于油箱具有較大容積，可以實現較長時間的飛行。實例二，常規(guī)任務中機載設備的快速更換由于模塊化設計機載設備底板成本低廉，可以制造多個底板，外場試驗前將各 種所需機載設備安裝于底板上。在外場飛行試驗過程中，可拆卸底板螺釘，更換“機載設 備_底板”模塊，快速改變無人機機載設備配置。有益效果本發(fā)明的優(yōu)點在于1)該小型無人機采用翼身融合體、單尾撐、V型尾翼和拉進式動力的布局型式，具 有優(yōu)異的空氣動力學特性，特別是翼身融合體設計等增加全機升力，減小翼身干擾阻力；2)采用嵌入式油箱設計，在不增加額外阻力的前提下，充分利用機身內部空間裝 載燃油，不僅節(jié)省載荷艙空間，還增加了載油量，提高了整機續(xù)航時間；3)采用交替式供油形式，避免飛行過程中兩個前油箱或兩個后油箱燃油或兩個同側油箱同時耗盡，從而保證燃油消耗對整機縱向重心的影響在容許范圍之內；4)模塊化裝載設計，便于機載設備的安裝和更換，并減小對機體結構的影響。應當理解的是，在以上敘述和說明中對本發(fā)明所進行的描述只是說明而非限定性 的，且在不脫離如所附權利要求書所限定的本發(fā)明的前提下，可以對上述實施例進行各種 改變、變形、和/或修正。
權利要求
一種小型無人機，其特征在于包括機身(1)；連接在所述機身(1)上的機翼(3)；尾翼(7)；以及尾撐(8)，用于實現所述尾翼(7)與機身(1)的連接。
2.根據權利要求1所述的小型無人機，其特征在于進一步包括 安裝在所述機身(1)的前端的發(fā)動機(10)；發(fā)動機(10)驅動的螺旋槳(11)，用于為飛機提供飛行所需的拉力。
3.根據權利要求2所述的小型無人機，其特征在于進一步包括設置在所述機身(1)的上部的一個機艙蓋(9)，其與所述機身(1)限定了一個機艙； 其中所述機身(1)為一個具有一定翼型的扁平升力體。
4.根據權利要求3所述的小型無人機，其特征在于所述機翼(3)通過合理的曲線與機身兩側融合，從而保證較好的氣動特性。 機翼(3)平面形狀為梯形，其前緣后掠、后緣前掠。每側機翼外側后緣設置有副翼(4)， 內側后緣設置有襟翼(5)。
5.根據權利要求1所述的小型無人機，其特征在于所述尾翼為V型尾翼(7)，V型尾翼(7)的左右尾翼互成約120°，后緣設有控制面(6)， 從而可通過V尾混控模式實現升降舵和方向舵的功能。
6.根據權利要求1所述的小型無人機，其特征在于所述尾撐(8)為一個圓管，圓管采用碳纖維復合材料，其直徑較小的一端用于安裝V型 尾翼(7)，直徑較大的一端與機身(1)的尾部連接。
7.根據權利要求1所述的小型無人機，其特征在于進一步包括 位于機身(1)的前下方的前起落架(12)，以及位于機身(1)中下部的主起落架系統(tǒng)(2)。
8.根據權利要求7所述的小型無人機，其特征在于進一步包括 位于機身(1)中部的底板支撐板(32)，用于安裝機載設備。
9.根據權利要求8所述的小型無人機，其特征在于進一步包括 設置在所述底板支撐板(32)上的螺釘孔(31)，鑲在所述螺釘孔(31)的背面的反抓螺母，用于安裝用于固定底板(42)的螺釘。
10.根據權利要求9所述的小型無人機，其特征在于進一步包括 設置在所述底板支撐板(32)的前部的孔(33)，用于安裝機載設備，其中所述底板(42)的四個角設置有螺釘孔(43)，所述底板(42)的上表面可用于安裝 機載設備(41)。
全文摘要
一種小型多用途無人機，可用于執(zhí)行科研實驗、遙感探測和空中航拍等飛行任務。該無人機具有如下特點1)續(xù)航時間較長，便于開展對航時要求較高的飛行任務；2)使用簡單，便于操縱；3)穩(wěn)定性較好，適合搭載自動駕駛儀、航拍相機、攝像機等設備；4)對起降條件要求較低。根據本發(fā)明的一個方面的小型無人機包括機身；連接在所述機身上的機翼；尾翼；尾撐，用于實現所述尾翼與機身的連接；安裝在所述機身(1)的前端的發(fā)動機(10)；發(fā)動機(10)驅動的螺旋槳(11)，用于為飛機提供飛行所需的拉力。根據本發(fā)明的另一個方面的無人機進一步包括模塊化裝載設計，包括位于機身(1)中部的底板支撐板(32)，用于安裝機載設備。
文檔編號B64C39/00GK101804865SQ201010127939
公開日2010年8月18日 申請日期2010年3月16日 優(yōu)先權日2010年3月16日
發(fā)明者丁未龍, 萬志強, 周磊, 楊超, 王耀坤 申請人:北京航空航天大學