固定翼無人機的製作方法

2023-11-11 21:59:02

本發明涉及一種無人機，尤其涉及一種手拋式固定翼無人機。

背景技術：

隨著電子載荷的小型化、高度集成化，小型電動無人機特別是手拋發射的電動無人機正在快速的發展，在軍用、民用方面均有應用。機翼和機身的相對位置一般是固定的，失速分解時，機翼與機身較難分離，導致無人機的著陸精度較低。

技術實現要素：

有鑑於此，本發明的實施方式提供了一種著陸精度較高的固定翼無人機。

一種固定翼無人機，其包括機身、設置在所述機身頭部的電動推進機構、設置在所述機身兩側的機翼及設置在所述機身尾部的平尾，所述機翼包括中間翼、左外翼及右外翼，所述中間翼安裝在所述機身的鄰近所述電動推進機構的頂部，所述左外翼安裝在所述中間翼的左側，所述右外翼安裝在所述中間翼的右側，所述中間翼、左外翼及右外翼的組裝均採用無工具快速拆裝方式組裝。

優選地，所述左外翼與所述中間翼相對的側面設置有兩根插管，且每根插管上套設有橡皮圈，所述中間翼對應地開設有插孔，所述插管插入所述插孔，從而將其連接於一起。

優選地，所述中間翼的底面一側並排設置有兩個掛柱，其底面另一側並排開設有兩個滑槽，所述機身上並排開設有兩個滑槽且並排設置有兩個掛柱，所述中間翼上的掛柱與所述機身上的滑槽相互配合，所述中間翼上的滑槽與所述機身上的掛柱相互配合，從而將所述機翼連接到所述機身上。

優選地，所述左外翼及所述右外翼的上反角度的範圍為4.8°至7.2°，扭轉角的範圍為-2.4°至-3.6°，所述機翼的展弦比的範圍為9.25至13.87，所述中間翼的安裝角的範圍為+1.6°至+2.4°。

優選地，所述左外翼及所述右外翼均配置有副翼舵面。

優選地，所述中間翼與所述機身為平面連接。

優選地，所述固定翼無人機還包括垂尾，所述垂尾通過插接件與所述機身的尾部無工具拆裝方式連接。

優選地，所述固定翼無人機還包括緩衝包，所述緩衝包設置在所述機身的頭部及尾部的底面。

優選地，所述電動推進機構包括電動機及螺旋槳，所述電動機安裝在所述機身的頭部，所述螺旋槳安裝在所述電動機上，所述螺旋槳為分離式螺旋槳,包括槳葉及槳轂，所述槳葉通過螺栓與所述槳轂連接，且槳葉能夠摺疊。

在大失速垂直降落時，機翼可以沿機身的滑槽向前脫出，吸收無人機整體墜地的能量。當無人機接近回收區域時，在一定高度上迅速大角度偏轉平尾，使無人機快速大角度抬頭失速、快速下落，由緩衝包承受落地衝擊，機翼作為一個整體向前分離，平尾向後上方分離，垂尾向上鬆動，吸收衝擊載荷，螺旋槳收藏於機頭兩側區域。因此，本發明提供的無人機失速分解技術受風影響較小，著陸精度較高。

附圖說明

為了更清楚地說明本發明的實施例中的技術方案，下面將對實施例描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹。

圖1是本發明實施方式的無人機立體圖。

圖2是圖1所示無人機的機翼分解圖。

圖3是圖1所示無人機的中間翼的結構示意圖。

圖4是圖1所示無人機的副翼舵面結構示意圖。

圖5是圖1所示無人機的垂尾結構示意圖。

圖6是圖1所示無人機的尾部示意圖。

具體實施方式

為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合附圖對本發明實施方式的無人機作進一步地描述。

請參閱圖1，本發明實施方式的無人機包括機身10、電動推進機構20、機翼30、垂尾40、平尾50及緩衝包60。電動推進20設置在機身10的頭部，機翼30設置在機身10的兩側，垂尾40及平尾50設置在機身10的尾部，緩衝包60設置在機身10的底部。可以理解，無人機還包括其他功能組件，如方向舵、艙蓋等，為節省篇幅，下文未對這些其他功能模組詳細描述。

機身10形成有載荷艙，其位於機身的中間段，為適應不同形式的載荷，載荷艙為上下通透開口，根據不同的載荷可以設置不同的設備安裝件。載荷艙無艙蓋設計，上部被機翼的中間翼完全覆蓋，形成密閉防水結構，如圖1所示。

電動推進機構20包括電動機21及螺旋槳23，用於為無人機100提供拉力，電動機21安裝在機身10的頭部，螺旋槳23安裝在電動機21上。本發明實施方式中，螺旋槳23採用分離式螺旋槳,槳葉通過螺栓與槳轂連接，可摺疊。

機翼30包括中間翼31、左外翼33及右外翼35，中間翼31安裝在機身10的鄰近電動推進機構20的頂部，左外翼33安裝在中間翼31的左側，右外翼35安裝在中間翼31的右側。中間翼31、左外翼33及右外翼35的組裝均採用無工具快速拆裝方式組裝。具體地，左外翼33與中間翼31相對的側面設置有兩根插管331，且每根插管331上套設有橡皮圈333，中間翼31對應地開設有插孔310，插管331插入插孔310，從而將其組成一個可以承力的整體結構。右外翼35與中間翼31也通過類似結構組成一個可以承力的整體結構。

中間翼31的底面一側並排設置有兩個掛柱311，其底面另一側並排開設有兩個滑槽313，兩個掛柱311與兩個滑槽313相對設置。相應地，機身10上也並排開設有兩個滑槽(圖未示)且並排設置有兩個掛柱(圖未示)，中間翼31上的掛柱311與機身10上的滑槽相互配合，中間翼31上的滑槽313與機身10上的掛柱相互配合，從而當中間翼31、左外翼33及右外翼35組成一個整體後，將機翼30連接到機身10上。

左外翼33及右外翼35均配置有副翼舵面351(左外翼33的副翼舵面未標註)，可以根據需要配置為有副翼構型和無副翼構型，且其副翼舵面351可採用同一套模具成型。左外翼33及右外翼35具有較大上反角度，以提升低速狀態的穩定性。機翼30使用高升力係數翼型結合大展弦比平面布局，中間翼31具有小角度安裝角，左外翼33及右外翼35均具有小角度負扭轉，同時具有較大上反角，在增加穩定性的同時降低了降落過程中左外翼33及右外翼35擦地損傷的可能性。中間翼31與機身10接觸部分形成了一個具有指定安裝角的平面，與機身10對接屬於完全平面連接，而非曲面相交，降低了工裝精度要求。

具體地，在本實施方式中，機翼30的展弦比的範圍大致為9.25至13.87，最優為11.56；左外翼33及右外翼35的上反角度的範圍大致為4.8°至7.2°，最優為6°；中間翼31的安裝角的範圍大致為+1.6°至+2.4°，最優為為2°；左外翼33及右外翼3的扭轉角的範圍大致為-2.4°至-3.6°，最優為-3°。可以理解，在其他實施方式中，上述參數也可依實際情況在一定範圍內調整。

垂尾40通過插接件41與機身10的尾部無工具拆裝。垂尾40還形成有安裝空間401，平尾操縱舵機(圖未示)和方向舵操縱舵機(圖未示)安均裝在安裝空間401內。

平尾50為全動平尾，通過平尾搖臂51與機身10的尾段相連，且平尾搖臂51同時作為平尾50的旋轉支撐端，機身10尾段設置了平尾轉軸固定端102。平尾50上不含任何電子設備，以防止在降落分解時損壞。

緩衝包60包括第一緩衝包61、第二緩衝包63、第三緩衝包65，其分別設置在機身10頭部、中部及尾部的底面，如圖1所示。第一緩衝包61、第二緩衝包63、第三緩衝包65均由PU泡沫製成。

在大失速垂直降落時，機翼30可以沿機身10的滑槽向前脫出，吸收無人機整體墜地的能量。當無人機接近回收區域時，在一定高度上迅速大角度偏轉全動平尾50，使無人機快速大角度抬頭失速、快速下落，由第一緩衝包61及第三緩衝包63承受落地衝擊，機翼30作為一個整體向前分離，平尾50向後上方分離，垂尾40向上鬆動，吸收衝擊載荷，螺旋槳23收藏於機頭10兩側區域。因此，本發明實施方式的無人機失速分解技術受風影響較小，著陸精度較高。

在本文中，所涉及的前、後、上、下等方位詞是以附圖中零部件位於圖中以及零部件相互之間的位置來定義的，只是為了表達技術方案的清楚及方便。應當理解，所述方位詞的使用不應限制本申請請求保護的範圍。

在不衝突的情況下，本文中上述實施例及實施例中的特徵可以相互結合。

以上所述僅為本發明的較佳實施例，並不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。