CN102837820B - 一种z形翼布局的小型折叠翼无人机 - Google Patents

Abstract

一种Z形翼布局的小型折叠翼无人机，包括左前翼（1）、左副翼（2）、前升降舵（3）、左前翼折叠展开机构（4）、前整流罩（5）、机身（6）、动力装置（7）、后升降舵（8）、右副翼（9）、右后翼（10）、左垂尾（11）、左方向舵（12）、左垂尾折叠展开机构（13）、后整流罩（14）、右后翼折叠展开机构（15）、右垂尾（16）、右方向舵（17）、右垂尾折叠展开机构（18）。较好地解决了机翼面积与机身容积的矛盾，本无人机具有运输体积小，发射准备时间短的优势，简化了控制律，使得本无人机的手动操作方式与常规无人机的操作习惯一致。

Description

一种Z形翼布局的小型折叠翼无人机

技术领域

本发明涉及一种无人机结构，尤其是Z形翼布局的小型折叠翼无人机。

背景技术

当今无人机技术发展日新月异，无人机的应用越来越广泛。世界各军事强国都装备有各种型号的大中小型无人机，以完成战略、战术侦察，攻击，电子干扰等任务，大大提高了部队的作战效能。森林、测绘等部门也装备有一些小型无人机系统，来完成森林防火、航空测绘等任务。

现役小型无人机大多采用拆解后运输的方式，虽然运输体积较使用体积减小不少，但部件零散，需要起飞前现场组装调试，准备时间长，不能适应现代战争快节奏的特点。同时，民政、森林、测绘等部门为应对突发事件，也迫切需要一种能够快速反应的小型无人机系统。因此，需要设计一款运输体积小，并且可以快速发射部署的新型折叠翼战术无人机系统。

现有的折叠翼气动布局方案主要有以下几种：

1）常规布局方案，机翼和尾翼靠轴和轴承与机身中部连接，主翼为一整片矩形翼，可绕位于机翼中点处的轴旋转，折叠后与机身上表面重合，尾翼则绕位于翼根处的轴向前旋转，与机身下表面重合。它的主要问题在于受机身限制，翼展小，翼面积小，载荷大，起飞速度高，升阻比小。

2）简单串列翼布局方案，前翼和后翼均由两片矩形翼组成，由位于翼根处的轴和轴承与机身端部连接。折叠时，前翼向后折叠于机身下侧，后翼向前折叠于机身上侧。它的主要问题在于俯仰控制律非线性，机翼厚度占用机身容积过大。

3）鸭翼-前掠翼布局方案，主翼和鸭翼由位于翼根处的轴和轴承与机身端部连接，主翼展开时与机身呈前掠角，向前旋转可以折叠于机身上侧，两片鸭翼则分别向后折叠于机身下侧。它的主要问题在于容易引发翼尖失速和机翼颤振，配平困难。

4）钻石背布局方案，前翼由位于翼根处的轴和轴承与机身前部连接，后翼由位于翼根处的轴和轴承与滑块连接，滑块则套在与机身固定的滑轨上，后翼翼尖与前翼翼稍处通过轴和轴承连在一起。展开时，前翼后掠，后翼前掠。折叠时，滑块向前平移，带动前后翼向后折叠于机身上侧。它的主要问题在于机翼厚度占用机身容积过多，阻力较大。

发明内容

基于以上目的，本发明提出一种Z形翼布局的小型折叠翼无人机。包括左前翼1、左副翼2、前升降舵3、左前翼折叠展开机构4、前整流罩5、机身6、动力装置7、后升降舵8、右副翼9、右后翼10、左垂尾11、左方向舵12、左垂尾折叠展开机构13、后整流罩14、右后翼折叠展开机构15、右垂尾16、右方向舵17、右垂尾折叠展开机构18。机身6在中部；前整流罩5在机身6前部，通过螺钉与机身6固联；后整流罩14在机身6后部，通过螺钉与机身6固联；动力装置7在机身6后部、后整流罩14内部，通过螺栓与机身6固联；左前翼折叠展开机构4在机身前部上方，通过螺栓与机身6固联；左前翼1通过螺栓与左前翼折叠展开机构4中的转动部件固联；左副翼2在左前翼1后缘外侧；前升降舵3在左前翼1后缘内侧；右后翼折叠展开机构15在机身后部下方，通过螺栓与机身6固联；右后翼10通过螺栓与右后翼折叠展开机构15中的转动部件固联；右副翼9在右后翼10后缘外侧；后升降舵8在右后翼10后缘内侧；左垂尾折叠展开机构13在机身6后部左方，通过螺栓与机身6固联；左垂尾11通过螺栓与左垂尾折叠展开机构13中的转动部件固联；左方向舵12在左垂尾11后缘；右垂尾折叠展开机构18在机身6后部右方，通过螺栓与机身6固联；右垂尾16通过螺栓与右垂尾折叠展开机构18中的转动部件固联；右方向舵17在右垂尾16后缘。

本发明的Z形翼布局的小型折叠翼无人机的主要优势如下：

1）采用Z形翼布局，在折叠后无人机体积一定的情况下，较好地解决了机翼面积与机身容积的矛盾；

2）整机可折叠为近长方体，可由贮藏发射筒作为平时的储藏容器和使用时的发射组件，使得本无人机具有运输体积小，发射准备时间短的优势；

3）舵面位置的设计，较好地解决了布局不对称带来的控制问题，简化了控制律，使得本无人机的手动操作方式与常规无人机的操作习惯一致。

附图说明

图1是本发明的展开状态俯视图；

图2是本发明的展开状态后视图；

图3是本发明的展开状态左视图；

图4是本发明的展开状态右视图；

图5是本发明的折叠状态主视图；

图6是本发明的折叠状态左视图。

具体实施方式

本发明展开状态下结构如图1-图4所示，包括左前翼1、左副翼2、前升降舵3、左前翼折叠展开机构4、前整流罩5、机身6、动力装置7、后升降舵8、右副翼9、右后翼10、左垂尾11、左方向舵12、左垂尾折叠展开机构13、后整流罩14、右后翼折叠展开机构15、右垂尾16、右方向舵17、右垂尾折叠展开机构18。

机身6在中部；前整流罩5在机身6前部，通过螺钉与机身6固联；后整流罩14在机身6后部，通过螺钉与机身6固联；动力装置7在机身6后部、后整流罩14内部，通过螺栓与机身6固联；左前翼折叠展开机构4在机身前部上方，通过螺栓与机身6固联；左前翼1通过螺栓与左前翼折叠展开机构4中的转动部件固联；左副翼2在左前翼1后缘外侧；前升降舵3在左前翼1后缘内侧；右后翼折叠展开机构15在机身后部下方，通过螺栓与机身6固联；右后翼10通过螺栓与右后翼折叠展开机构15中的转动部件固联；右副翼9在右后翼10后缘外侧；后升降舵8在右后翼10后缘内侧；左垂尾折叠展开机构13在机身6后部左方，通过螺栓与机身6固联；左垂尾11通过螺栓与左垂尾折叠展开机构13中的转动部件固联；左方向舵12在左垂尾11后缘；右垂尾折叠展开机构18在机身6后部右方，通过螺栓与机身6固联；右垂尾16通过螺栓与右垂尾折叠展开机构18中的转动部件固联；右方向舵17在右垂尾16后缘。

本发明折叠状态下结构如图5-图6所示。由展开状态到折叠状态的步骤为：1）将左垂尾折叠展开机构13解锁，将左垂尾11连同左方向舵12向后向下旋转折叠于机身6后方、后整流罩14左侧，至锁定位置；2）将右垂尾折叠展开机构18解锁，将右垂尾16连同右方向舵17向后向下旋转折叠于机身6后方、后整流罩14右侧，至锁定位置；3）将左前翼折叠展开机构4解锁，将左前翼1连同左副翼2、前升降舵3向后向右旋转折叠于机身上方，至锁定位置；4）将右后翼折叠展开机构15解锁，将右后翼10连同后升降舵8、右副翼9向前向左旋转折叠于机身下方，至锁定位置。

该无人机平时为折叠状态，在贮藏发射筒中存放，发射前接通电源，由贮藏发射筒中的弹射机构将其以一定的速度弹射出筒，在控制装置的控制下，各翼面依次展开，具体过程如下：1）弹射出筒后0.5s，左前翼折叠展开机构4和右后翼折叠展开机构15同时解锁，同时驱动左前翼1连同左副翼2、前升降舵3向左向前旋转展开，和右后翼10连同后升降舵8、右副翼9向右向后旋转展开，直至锁定位置；2）弹射出筒后1.0s，左垂尾折叠展开机构13和右垂尾折叠展开机构18同时解锁，同时驱动左垂尾11连同左方向舵12和右垂尾16连同右方向舵17向上向前旋转展开，直至锁定位置；3）弹射出筒后2.0s，动力装置7开始工作，无人机进入正常飞行阶段。

正常飞行状态下，该无人机的姿态控制由左副翼2、前升降舵3、后升降舵8、右副翼9、左方向舵12和右方向舵17的偏转实现。其中，左副翼2与右副翼9为差动控制，前升降舵3与后升降舵8为差动控制，左方向舵12与右方向舵17为联动控制，除此之外，各舵面间相互独立。控制力矩的产生具体为：1）左副翼2向下偏转、右副翼9向上偏转时，左前翼1升力增大，右后翼10升力减小，产生右倾滚转力矩；反之，则产生左倾滚转力矩；2）前升降舵3向下偏转、后升降舵8向上偏转时，左前翼1升力增大，右后翼10升力减小，产生抬头力矩；反之，则产生低头力矩；3）左方向舵12和右方向舵17同时向左偏转，左垂尾11和右垂尾16都产生向右的升力，相对于重心即产生左偏航力矩；反之，则产生右偏航力矩。

由于依靠左副翼2和右副翼9产生滚转力矩的同时会产生附加的俯仰力矩，因而在操作副翼的同时要操作升降舵来克服附加的俯仰力矩；又由于依靠前升降舵3和后升降舵8产生俯仰力矩的同时会产生附加的滚转力矩，因而在操作升降舵的同时要操作副翼来克服附加的滚转力矩。这样，俯仰或横侧方向的操作便成为无限循环，由于由升降舵产生的升力的增量在横侧方向上的力臂较副翼的小，因而循环是收敛的，为简化手工操作，可在控制系统中增加陀螺仪负反馈，这样操作员便可不必考虑附加力矩的平衡问题，操作习惯与常规布局无人机相同。

Claims (1)

1. 一种Z形翼布局的小型折叠翼无人机，包括左前翼（1）、左副翼（2）、前升降舵（3）、左前翼折叠展开机构（4）、前整流罩（5）、机身（6）、动力装置(7)、后升降舵(8)、右副翼(9)、右后翼(10)、左垂尾(11)、左方向舵(12)、左垂尾折叠展开机构(13)、后整流罩(14)、右后翼折叠展开机构(15)、右垂尾(16)、右方向舵(17)、右垂尾折叠展开机构(18)，其特征在于，机身（6）在中部；前整流罩（5）在机身（6）前部，通过螺钉与机身（6）固联；后整流罩（14）在机身（6）后部，通过螺钉与机身（6）固联；动力装置（7）在机身（6）后部、后整流罩（14）内部，通过螺栓与机身（6）固联；左前翼折叠展开机构（4）在机身前部上方，通过螺栓与机身（6）固联；左前翼（1）通过螺栓与左前翼折叠展开机构（4）中的转动部件固联；左副翼（2）在左前翼（1）后缘外侧；前升降舵（3）在左前翼（1）后缘内侧；右后翼折叠展开机构（15）在机身后部下方，通过螺栓与机身（6）固联；右后翼（10）通过螺栓与右后翼折叠展开机构（15）中的转动部件固联；右副翼（9）在右后翼（10）后缘外侧；后升降舵（8）在右后翼（10）后缘内侧；左垂尾折叠展开机构（13）在机身（6）后部左方，通过螺栓与机身（6）固联；左垂尾（11）通过螺栓与左垂尾折叠展开机构（13）中的转动部件固联；左方向舵（12）在左垂尾（11）后缘；右垂尾折叠展开机构（18）在机身（6）后部右方，通过螺栓与机身（6）固联；右垂尾（16）通过螺栓与右垂尾折叠展开机构（18）中的转动部件固联；右方向舵（17）在右垂尾（16）后缘，无人机的姿态控制由左副翼（2）、前升降舵（3）、后升降舵（8）、右副翼（9）、左方向舵（12）和右方向舵（17）的偏转实现，其中，左副翼（2）与右副翼（9）为差动控制，前升降舵（3）与后升降舵（8）为差动控制，左方向舵（12）与右方向舵（17）为联动控制，除此之外，各舵面间相互独立。