CN109080815B - 一种无人机 - Google Patents

一种无人机 Download PDF

Info

Publication number
CN109080815B
CN109080815B CN201810800876.2A CN201810800876A CN109080815B CN 109080815 B CN109080815 B CN 109080815B CN 201810800876 A CN201810800876 A CN 201810800876A CN 109080815 B CN109080815 B CN 109080815B
Authority
CN
China
Prior art keywords
substrate
plane
symmetry
base plate
unmanned aerial
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810800876.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109080815A (zh
Inventor
郭旺柳
蔡为民
张沛良
陈振龙
衣然
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Original Assignee
Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC filed Critical Shenyang Aircraft Design and Research Institute Aviation Industry of China AVIC
Priority to CN201810800876.2A priority Critical patent/CN109080815B/zh
Publication of CN109080815A publication Critical patent/CN109080815A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109080815B publication Critical patent/CN109080815B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/32—Air braking surfaces
    • B64C9/323—Air braking surfaces associated with wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft

Abstract

本发明涉及无人飞行器结构设计，特别涉及一种无人机。无人机包括：外翼以及位于外翼之间的中央翼，中央翼的中上方通过挂梁设置有发动机短舱；减速板，设置在挂梁后缘，减速板分为以飞机对称面为基准左右对称设置的第一基板和第二基板；作动系统，位于挂梁内，用于控制第一基板和第二基板以其在靠近挂梁前缘的两条重叠的边为转轴转动，实现在所述闭合状态和开启状态之间的转换。本发明的无人机，通过减速板及其作动系统设计，能满足飞机飞行及下滑过程中的增阻需求，且对力矩特性影响很小，降低了控制律设计上的复杂度。

Description

一种无人机
技术领域
本发明涉及无人飞行器设计，特别涉及一种无人机。
背景技术
减速板通常布置在飞机机身或机翼上，在闭合时紧贴在飞机机体上，其外表面为飞机外形的一部分，在飞行中或着陆时可以迅速打开，增加阻力，降低飞行或滑跑速度。
某大展弦比无人机，采用双机身间带前后双连翼的框型主体外形，机身与前翼、中央翼连接位置融合过渡，发动机布置在中央翼中上方，布局如图1、图2所示，飞机重心在机翼之前，机翼上每侧布置有四块操作舵面。减速板若布置在机翼操纵舵面前部，需面积较大才能达到需用增阻效果时，会产生较大抬头力矩，影响纵向安定度，甚至导致力矩上仰提前，局部迎角纵向静不稳定，大大增加飞行中控制律设计的难度，不可行；减速板若布置在机身上，一是前中机身空间不足，且打开后对机上传感器遮挡严重；后机身经试验，增阻效果较弱，所需减速板面积大，空间不足，且重量代价过大；在中央翼上表面布置减速板，减速板打开后，减速板打开后会破坏中央翼上表面升力，使中央翼升力减小，导致外翼与中央翼之间升力差距变大，弯矩增大，从而增大中央翼载荷，在突风情况下，中央翼强度不足，影响飞机的安全性。
发明内容
本发明的目的是提供了一种无人机，以解决上述现有无人机存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种无人机，包括外翼以及位于所述外翼之间的中央翼，所述中央翼的中上方通过挂梁设置有发动机短舱，其特征在于，还包括：
减速板，所述减速板设置在所述挂梁后缘，所述减速板分为以飞机对称面为基准左右对称设置的第一基板和第二基板，所述减速板具有闭合状态和开启状态；
作动系统，位于所述挂梁内，用于控制所述减速板在所述闭合状态和开启状态之间转换；其中
所述闭合状态时，所述第一基板和第二基板在所述飞机对称面上完全重叠，且所述第一基板和第二基板重叠的面与所述飞机对称面重合；
所述开启状态时，所述第一基板和第二基板的靠近所述挂梁前缘的两条边重叠，远离所述挂梁前缘的两条边以所述飞机对称面为基准左右对称设置，且距所述飞机对称面具有预定距离；另外
所述作动系统用于控制所述第一基板和第二基板以其在靠近所述挂梁前缘的两条重叠的边为转轴转动，实现在所述闭合状态和开启状态之间的转换。
可选的，所述作动系统包括作动筒，所述减速板的所述第一基板和第二基板通过同一个所述作动系统实现转动控制。
可选的，所述第一基板与所述飞机对称面以及第二基板与所述飞机对称面分布呈60-80°夹角。
可选的，所述挂梁的顺气流截面形状呈翼型。
发明效果：
本发明的无人机，通过减速板及其作动系统设计，能满足飞机飞行及下滑过程中的增阻需求，且对力矩特性影响很小，降低了控制律设计上的复杂度。
附图说明
图1是本发明无人机部分机身结构的俯视图；
图2是本发明无人机短仓部分的侧视图；
图3是本发明无人机短仓部分的后视图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，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更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本发明无人机做进一步详细说明。
本发明提供了一种无人机，机身主要采用如图1所示的双机身间带前后双连翼的框型主体外形；无人机可以包括外翼1以及位于外翼1之间的中央翼2，中央翼2的中上方通过挂梁3设置有发动机短舱4。
进一步，本发明的无人机还包括减速板以及作动系统。
减速板设置在挂梁3后缘，且挂梁3经过优化修型处理，顺气流截面形状近似翼型；进一步，减速板分为以飞机对称面为基准左右对称设置的第一基板41和第二基板42，从而使得减速板呈现闭合状态和开启状态。具体地，将原挂梁沿顺气流方向的长度定义为l，将挂梁从距前缘70％～80％处分为前段和后段两部分，前段为挂梁主体，后段设计为减速板，将后段沿飞机对称面分为两部分，即第一基板41和第二基板42。
作动系统位于挂梁3内，用于控制减速板在闭合状态和开启状态之间转换。
其中，闭合状态时，第一基板41和第二基板42在飞机对称面上完全重叠，且第一基板41和第二基板42重叠的面与飞机对称面重合；开启状态时，第一基板41和第二基板42的靠近挂梁3前缘的两条边重叠，远离挂梁3前缘的两条边以飞机对称面为基准左右对称设置，且距飞机对称面具有预定距离。
另外，作动系统用于控制第一基板41和第二基板42以其在靠近挂梁3前缘的两条重叠的边为转轴转动，实现在闭合状态和开启状态之间的转换。需要说明的是，第一基板41和第二基板42的转轴可以是同一根，也可以分别设置；进一步，第一基板41和第二基板42的作动系统也可以是同一个，或者设置，本实施例中，优选减速板的第一基板41和第二基板42通过同一个作动系统实现转动控制，与传统在机翼、机身上左右对称布置的减速板相比，减小了作动系统总的数量，从而一定程度上减轻全机重量。
进一步，优选第一基板41与飞机对称面以及第二基板42与飞机对称面分布呈60-80°夹角。
本发明的无人机，通过减速板及其作动系统设计，能满足飞机飞行及下滑过程中的增阻需求，且对力矩特性影响很小，降低了控制律设计上的复杂度。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，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之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种无人机，包括外翼(1)以及位于所述外翼(1)之间的中央翼(2)，所述中央翼(2)的中上方通过挂梁(3)设置有发动机短舱(4)，其特征在于，还包括：
减速板，所述减速板设置在所述挂梁(3)后缘，所述减速板分为以飞机对称面为基准左右对称设置的第一基板(41)和第二基板(42)，所述减速板具有闭合状态和开启状态；
作动系统，位于所述挂梁(3)内，用于控制所述减速板在所述闭合状态和开启状态之间转换；其中
所述闭合状态时，所述第一基板(41)和第二基板(42)在所述飞机对称面上完全重叠，且所述第一基板(41)和第二基板(42)重叠的面与所述飞机对称面重合；
所述开启状态时，所述第一基板(41)和第二基板(42)的靠近所述挂梁(3)前缘的两条边重叠，远离所述挂梁(3)前缘的两条边以所述飞机对称面为基准左右对称设置，且距所述飞机对称面具有预定距离；另外
所述作动系统用于控制所述第一基板(41)和第二基板(42)以其在靠近所述挂梁(3)前缘的两条重叠的边为转轴转动，实现在所述闭合状态和开启状态之间的转换。
2.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述作动系统包括作动筒，所述减速板的所述第一基板(41)和第二基板(42)通过同一个所述作动系统实现转动控制。
3.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，在所述开启状态时，所述第一基板(41)与所述飞机对称面以及第二基板(42)与所述飞机对称面分布呈60-80°夹角。
4.根据权利要求1所述的无人机，其特征在于，所述挂梁(3)的顺气流截面形状呈翼型。
CN201810800876.2A 2018-07-20 2018-07-20 一种无人机 Active CN109080815B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810800876.2A CN109080815B (zh) 2018-07-20 2018-07-20 一种无人机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810800876.2A CN109080815B (zh) 2018-07-20 2018-07-20 一种无人机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109080815A CN109080815A (zh) 2018-12-25
CN109080815B true CN109080815B (zh) 2021-11-19

Family

ID=64838239

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810800876.2A Active CN109080815B (zh) 2018-07-20 2018-07-20 一种无人机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109080815B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2439399Y (zh) * 2000-05-16 2001-07-18 陆银河 飞机安全阻力器
US7128294B2 (en) * 2003-01-17 2006-10-31 The Insitu Group, Inc. Methods and apparatuses for launching unmanned aircraft, including methods and apparatuses for launching aircraft with a wedge action
CN101115655A (zh) * 2005-02-04 2008-01-30 波音公司 用于控制飞行器襟翼和阻流板的系统和方法
CN201143994Y (zh) * 2007-11-04 2008-11-05 李少海 碟式客机
CN101844619A (zh) * 2009-03-27 2010-09-29 同济大学 一种倾转旋翼飞机

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL214159A (en) * 2011-07-19 2016-10-31 Yogev Itzhak Aircraft system and method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN2439399Y (zh) * 2000-05-16 2001-07-18 陆银河 飞机安全阻力器
US7128294B2 (en) * 2003-01-17 2006-10-31 The Insitu Group, Inc. Methods and apparatuses for launching unmanned aircraft, including methods and apparatuses for launching aircraft with a wedge action
CN101115655A (zh) * 2005-02-04 2008-01-30 波音公司 用于控制飞行器襟翼和阻流板的系统和方法
CN201143994Y (zh) * 2007-11-04 2008-11-05 李少海 碟式客机
CN101844619A (zh) * 2009-03-27 2010-09-29 同济大学 一种倾转旋翼飞机

Also Published As

Publication number Publication date
CN109080815A (zh) 2018-12-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10710702B2 (en) Shape adaptive airfoil
US9669924B2 (en) Unmanned aerial vehicle
US8573530B2 (en) Aircraft with rear annular tail
US10005554B2 (en) Unmanned aerial vehicle
CN1571745B (zh) 具有改进空气动力学性能的飞行器构造
US9845147B2 (en) Recessed lift spoiler assembly for airfoils
EP2757039B1 (en) Fuselage and method for reducing drag
CN102282070A (zh) 飞机水平稳定面
CN204802069U (zh) 一种基于自适应控制的可变形机翼
CN107472511A (zh) 基于扰流板和后缘舵面配合的飞翼布局飞机的气动舵面
CN103057695A (zh) 一种无尾飞机的组合舵面
CN106828933B (zh) 一种采用上下反角差的高空长航时串列翼飞行器气动布局
CN202345908U (zh) 一种有活动翼面的机翼
CN109080815B (zh) 一种无人机
CN111017185B (zh) 一种层流技术验证机
CN110550203A (zh) 一种超音速飞机
CN205738056U (zh) 一种战略大飞机的气动布局
CN108750113A (zh) 一种环形翼无人飞行器
CN205131647U (zh) 一种机翼带天窗的飞行器
CN208233345U (zh) 变体飞行器机翼结构
RU2482021C1 (ru) Летательный аппарат
CN206278259U (zh) 一种控制飞机俯仰、侧翻、偏航的系统
CN214875518U (zh) 翼身融合宽体客机
CN220363472U (zh) 一种环形-平直结构混合翼多功能长航时无人机
RU2070144C1 (ru) Высокоманевренный самолет

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant