CN105253293A - 一种小型折叠翼超近程无人机系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提出的一种小型折叠翼超近程无人机系统，包括无人机和测控站，无人机包括无人机机体和设置于无人机机体上的飞行控制器、机载数据链终端、侦察电视、机载电气系统和动力装置,无人机的机翼和尾翼采用折叠方式，其特点在于，无人机不使用时，机翼和尾翼可收束于无人机表面，置于火箭筒中，发射时，机翼和尾翼在扭力弹簧的作用下，展开到位，机翼展开到位后，上、下机翼在预紧弹簧的作用下，紧密扣合，飞行姿态稳定，安全性高，同时通过火箭筒发射，适用于单兵发射，发射方式简单，成功率高。
Description
技术领域
本发明涉及一型可利用单兵轻武器发射的弹型超近程无人机系统，特别是一种小型折叠翼超近程无人机系统。
背景技术
空中侦察是用飞机、气球、卫星等在空中实施的侦察。是获取敌人纵深内情况的重要侦察手段。装备包括有人驾驶侦察机、无人侦察机、侦察直升机、预警机、侦察气球和飞艇等侦察平台，以及安装在平台上的各种雷达、电探测器材等侦察设备。通常是以观察、照相的方法和使用无线电、电视、雷达、红外线等技术实施的。
随着科技的发展，空中无人侦察机已作为一种常用手段，得到了广泛的使用和拓展，但是仍然存在一定的缺陷，如：发射架铺设复杂、发射时，失败率高致无人机损坏等情况，发射方法以及无人机设计有待改善。
发明内容
针对上述问题，本发明为达到单兵轻武器发射的目的，对无人机结构进行改进，优化发射方式，提出了一种小型折叠翼超近程无人机系统。
为解决以上技术问题，本发明提供的技术方案是:
一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，包括无人机和测控站，所述无人机包括无人机机体和设置于无人机机体上的飞行控制器、机载数据链终端、侦察电视、机载电气系统和动力装置；
所述飞行控制器包括导航模块和飞控计算机，所述导航模块包括MEMS惯性测量单元、三轴磁力传感器和GPS卫星导航接收机，飞控计算机管理与处理MEMS惯性测量单元、三轴磁力传感器和GPS卫星导航接收机的数据，给出无人机的航姿、航向、速度和位置信息；
所述机载电气系统包括电池和DC-DC模块，所述动力装置包括电子调速器和涵道风扇，所述电池直接对电子调速器供电，以完成对涵道风扇的控制，并通过DC-DC模块降压后，对侦察电视、飞行控制器和机载数据链终端供电；
所述无人机机体包括无人机头部、无人机中部和无人机尾部，无人机呈中空结构，其所呈的中空结构包括位于无人机头部的侦查设备舱、位于无人机中部的功能舱，所述侦察电视设置于侦查设备舱内，所述机载数据链终端、机载电气系统和飞行控制器设置于功能舱内，所述无人机尾部设有贯穿无人机尾部的进气道，所述涵道风扇设置于进气道内；
所述无人机机体上设有位于无人机中部的机翼和位于无人机尾部的尾翼，所述机翼为2组，分别为前翼和后翼，所述前翼和后翼大小、结构相同，前翼设置于无人机中部下表面，后翼设置于无人机中部上表面，单组机翼包括上机翼、下机翼和机翼轴，所述上机翼包括上折叠部和翼片，所述下机翼包括下折叠部和翼片，所述翼片呈平直矩形，其上端面呈圆弧面，所述上折叠部包括呈方形的上扣合槽和呈半圆形的上扣合凸台，所述下折叠部包括呈方形的下扣合槽和呈半圆形的下扣合凸台，所述上扣合槽的开口朝下设置，所述下扣合槽的开口朝上设置,所述机翼轴为中空结构，其内设置于预紧弹簧，机翼轴自下扣合凸台所呈半圆形的圆心处竖直贯穿下机翼，并自上扣合凸台所呈半圆形的圆心处穿入上机翼，所述预紧弹簧的下端与机翼轴固接，下端与上机翼固接，机翼轴与无人机机体固接,所述机翼轴的上端套和有第一扭力弹簧，上机翼和下机翼上分别设有上卡槽和下卡槽，所述第一扭力弹簧的两端分别卡接于上卡槽和下卡槽内；
所述尾翼数量为2组，包括2个尾翼片和2个尾翼轴，所述尾翼轴包括铰接端和转动端，所述铰接端与尾翼片铰接，所述转动端处套合有第二扭力弹簧，所述第二扭力弹簧的两端分别与无人机机体和转动端固接。
上述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其中，所述涵道风扇的地面最大推力为750g以上。
上述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其中，所述测控站对无人机发出控制命令，并接收和处理无人机传回来的图像信息。
上述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其中，所述无人机通过PF98式反坦克火箭筒进行发射，在发射前，加装火药助推器。
本发明的有益效果为：
本发明提供的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其设计合理，可适用于单兵发射，发射方式简单，成功率高，无人机不易损坏，无人机的机翼和尾翼采用折叠方式，不使用时，机翼和尾翼可收束于无人机表面，置于火箭筒中，发射时，机翼和尾翼在扭力弹簧的作用下，展开到位，机翼展开到位后，上、下机翼在预紧弹簧的作用下，紧密扣合，飞行姿态稳定，安全性高。
附图说明
图1本发明示意图。
图2本发明供电原理图。
图3无人机机体剖视图。
图4机翼示意图。
图5机翼收起时，上折叠部和下折叠部位置示意（A-A）图。
图6机翼扣合时，上折叠部和下折叠部位置示意图。
图7尾翼示意图。
图8机翼和尾翼收起时，无人机机体示意图。
图9机翼和尾翼扣合时，无人机机体示意图。
具体实施方式
如图所示的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，包括无人机1和测控站2，所述无人机1包括无人机机体3和设置于无人机机体3上的飞行控制器4、机载数据链终端5、侦察电视6、机载电气系统7和动力装置8；
所述飞行控制器4包括导航模块9和飞控计算机10，所述导航模块9包括MEMS惯性测量单元11、三轴磁力传感器12和GPS卫星导航接收机13，飞控计算机10管理与处理MEMS惯性测量单元11、三轴磁力传感器12和GPS卫星导航接收机13的数据，给出无人机1的航姿、航向、速度和位置信息；
所述机载电气系统7包括电池14和DC-DC模块15，所述动力装置8包括电子调速器16和涵道风扇17，所述电池14直接对电子调速器16供电，以完成对涵道风扇17的控制，并通过DC-DC模块15降压后，对侦察电视6、飞行控制器4和机载数据链终端5供电；
所述无人机机体3包括无人机头部18、无人机中部19和无人机尾部20，无人机机体3呈中空结构，其所呈的中空结构包括位于无人机头部18的侦查设备舱21、位于无人机中部19的功能舱22，所述侦察电视6设置于侦查设备舱21内，所述机载数据链终端5、机载电气系统7和飞行控制器4设置于功能舱22内，所述无人机尾部20设有贯穿无人机尾部20的进气道23，所述涵道风扇17设置于进气道23内；
所述无人机机体3上设有位于无人机中部19的机翼24和位于无人机尾部20的尾翼25，所述机翼24为2组，分别为前翼26和后翼27，所述前翼26和后翼27大小、结构相同，前翼26设置于无人机中部19下表面，后翼27设置于无人机中部19上表面，单组机翼24包括上机翼28、下机翼29和机翼轴30，所述上机翼28包括上折叠部31和翼片32，所述下机翼29包括下折叠部33和翼片32，所述翼片32呈平直矩形，其上端面呈圆弧面，所述上折叠部31包括呈方形的上扣合槽34和呈半圆形的上扣合凸台35，所述下折叠部33包括呈方形的下扣合槽36和呈半圆形的下扣合凸台37，所述上扣合槽34的开口朝下设置，所述下扣合槽36的开口朝上设置,所述机翼轴30为中空结构，其内设置于预紧弹簧38，机翼轴30自下扣合凸台37所呈半圆形的圆心处竖直贯穿下机翼29，并自上扣合凸台35所呈半圆形的圆心处穿入上机翼28，实现了上机翼28和下机翼29以机翼轴30为中心的自由转动，所述预紧弹簧38的下端与机翼轴30固接，下端与上机翼28固接，机翼轴30与无人机机体3固接,所述机翼轴30的上端套和有第一扭力弹簧39，上机翼28和下机翼29上分别设有上卡槽40和下卡槽41，所述第一扭力弹簧39的两端分别卡接于上卡槽40和下卡槽41内；
所述尾翼25数量为2组，包括2个尾翼片42和2个尾翼轴43，所述尾翼轴43包括铰接端44和转动端45，所述铰接端44与尾翼片42铰接，所述转动端45处套合有第二扭力弹簧46，所述第二扭力弹簧46的两端分别与无人机机体3和转动端45固接。
上述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其中，所述涵道风扇17的地面最大推力为750g以上。
上述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其中，所述测控站2对无人机1发出控制命令，并接收和处理无人机1传回来的图像信息。
上述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其中，所述无人机1通过PF98式反坦克火箭筒进行发射，在发射前，加装火药助推器。
本发明为验证无人机的飞行状态对飞行速度的满足情况，通过CFD软件建立计算网格模型，对无人机机翼展开状态进行气动特性的数值模拟计算，得到以下数据：
无人机气动特性数值模拟结果：
| α(deg) | CL | CD | CL/CD |
| -2.0 | 0.37831 | 0.07307 | 5.177254 |
| 0.0 | 0.55012 | 0.07585 | 7.252572 |
| 2.0 | 0.73050 | 0.08394 | 8.702536 |
| 4.0 | 0.88473 | 0.09880 | 8.954569 |
| 6.0 | 1.02638 | 0.11915 | 8.613854 |
| 8.0 | 1.14772 | 0.14577 | 7.873566 |
| 10.0 | 1.27433 | 0.17555 | 7.258907 |
当无人机以2°迎角在1000m高度进行巡航飞行，此时对应的升力系数为0.7305，无人机飞行重量为2kg，机翼面积为0.085㎡，由升力公式可推算出无人机此时的巡航速度为86km/h，可满足续航速度80km/h的要求，此时对应的升阻比为8.702536，则无人机飞行需用推力为230g；
当无人机以0°迎角在1000m高度进行最大速度飞行，此时对应的升力系数为0.55，无人机飞行重量为2kg，机翼面积为0.085㎡，由升力公式可推算出无人机此时的飞行速度为99km/h，可基本满足续航速度100km/h的要求，此时对应的升阻比为7.252572，则无人机飞行需用推力为280g。
当无人机在巡航和最大速度飞行时，需要推力要求分别为230g和280g，该推力需求是无人机在风速为0是的理想状态向飞行的需用推力，考虑到无人机的实际飞行情况和爬升、转弯等机动要求，以及高空推力损失和发动机安装推力损失等因素的影响，选择地面最大推力为750g的函道风扇可满足无人机实际使用要求。
本发明为满足火箭筒的发射要求，对机翼和尾翼进行了可折叠设计，机翼采用了上下折叠方式，机翼的展开通过第一扭力弹簧提供驱动力，预紧弹簧为机翼提供尾翼轴的轴向预紧力，如图6和图9所示，机翼展开到位后，受预紧弹簧的轴向预紧力影响，上机翼和下机翼的扣合凸台和扣合槽相互扣合锁定；尾翼的展开通过第二扭力弹簧提供驱动力，实现90°旋转。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，包括无人机和测控站，所述无人机包括无人机机体和设置于无人机机体上的飞行控制器、机载数据链终端、侦察电视、机载电气系统和动力装置。
2.如权利要求1所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述飞行控制器包括导航模块和飞控计算机，所述导航模块包括MEMS惯性测量单元、三轴磁力传感器和GPS卫星导航接收机，飞控计算机管理与处理MEMS惯性测量单元、三轴磁力传感器和GPS卫星导航接收机的数据，给出无人机的航姿、航向、速度和位置信息。
3.如权利要求1所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述机载电气系统包括电池和DC-DC模块，所述动力装置包括电子调速器和涵道风扇，所述电池直接对电子调速器供电，以完成对涵道风扇的控制，并通过DC-DC模块降压后，对侦察电视、飞行控制器和机载数据链终端供电。
4.如权利要求1所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述无人机机体包括无人机头部、无人机中部和无人机尾部，无人机呈中空结构，其所呈的中空结构包括位于无人机头部的侦查设备舱、位于无人机中部的功能舱，所述侦察电视设置于侦查设备舱内，所述机载数据链终端、机载电气系统和飞行控制器设置于功能舱内，所述无人机尾部设有贯穿无人机尾部的进气道，所述涵道风扇设置于进气道内。
5.如权利要求1所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述无人机机体上设有位于无人机中部的机翼和位于无人机尾部的尾翼，所述机翼为2组，分别为前翼和后翼，所述前翼和后翼大小、结构相同，前翼设置于无人机中部下表面，后翼设置于无人机中部上表面，单组机翼包括上机翼、下机翼和机翼轴，所述上机翼包括上折叠部和翼片，所述下机翼包括下折叠部和翼片，所述翼片呈平直矩形，其上端面呈圆弧面，所述上折叠部包括呈方形的上扣合槽和呈半圆形的上扣合凸台，所述下折叠部包括呈方形的下扣合槽和呈半圆形的下扣合凸台，所述上扣合槽的开口朝下设置，所述下扣合槽的开口朝上设置,所述机翼轴为中空结构，其内设置于预紧弹簧，机翼轴自下扣合凸台所呈半圆形的圆心处竖直贯穿下机翼，并自上扣合凸台所呈半圆形的圆心处穿入上机翼，所述预紧弹簧的下端与机翼轴固接，下端与上机翼固接，机翼轴与无人机机体固接,所述机翼轴的上端套和有第一扭力弹簧，上机翼和下机翼上分别设有上卡槽和下卡槽，所述第一扭力弹簧的两端分别卡接于上卡槽和下卡槽内。
6.如权利要求5所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述尾翼数量为2组，包括2个尾翼片和2个尾翼轴，所述尾翼轴包括铰接端和转动端，所述铰接端与尾翼片铰接，所述转动端处套合有第二扭力弹簧，所述第二扭力弹簧的两端分别与无人机机体和转动端固接。
7.如权利要求3所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述涵道风扇的地面最大推力为750g以上。
8.如权利要求1所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述测控站对无人机发出控制命令，并接收和处理无人机传回来的图像信息。
9.如权利要求1所述的一种小型折叠翼超近程无人机系统，其特征在于，所述无人机通过PF98式反坦克火箭筒进行发射，在发射前，加装火药助推器。
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|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20160120 |