CN109229368A - 隐蔽式自主飞行微型无人机 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种隐蔽式自主飞行微型无人机，包括：机翼、电子组件、机身、舵面、尾翼、舵机、连杆和电池；机翼由PCB板制成；电子组件焊接在机翼下表面上，且电子组件均匀分布在机翼中心轴线两侧；机身罩设在电子组件上，且与机翼下表面连接；舵面与机翼尾部相连；尾翼与机翼上表面的尾部相连；舵机嵌设在机身两侧预留的安装孔处；连杆第一端与舵机连接，连杆第二端与舵面连接；电池设置在机身内部。本公开不设置动力装置采用高空投放，自主滑翔飞行的设计，使无人机可以工作更长的时间，增加任务执行的容错率；同时由于材料和尺寸的优势，还可以保持较好的隐蔽性，极大地增加了实用价值和战术价值。

Description

隐蔽式自主飞行微型无人机

技术领域

本公开涉及无人机领域，尤其涉及一种隐蔽式自主飞行微型无人机。

背景技术

当今世界，无人机在军用及民用领域起到了无可替代的作用。其中，微型无人机由于良好的隐蔽性及实用性，其在军事价值上有着不可估量的潜力。

微型无人机由于其小体积(一般机翼展长小于30厘米)，轻质量的特点(一般质量小于200克)，在能源动力系统及电子元件的选择上有着苛刻的要求。微型无人机的能源动力系统常采用电池驱动螺旋桨的方式进行动力飞行，目前的微型无人机带动力飞行时间一般均低于30分钟，速度低于20m/s且无法具备长距离飞行能力。其发射时必须要求操控人员携带装配亲临目标地点附近区域完成操作。同时，其在制造上常采用开模等方法制造机身及机翼，制造过程较为繁琐，价格较为昂贵，且电子元件需要手动安装到机身内部，这造成了微型无人机批量化快速生产的难度。由于微型无人机对于载荷的重量要求也较为严格，如果载荷较重，则会造成飞行器起飞重量过大导致无法飞行。

目前虽然微型无人机具有着不可估量的军用及民用潜力，但从目前的技术角度看，将其在现有阶段付诸应用较为困难，主要体现在：(1)电池能源有限导致飞行航时短和航程短；(2)动力系统消耗大量能源导致分配给任务载荷的能源有限，任务载荷工作时长较短；(3)对轻量化这一要求极为苛刻，可满足重量要求的任务载荷有限；(4)低速飞行导致在复杂风场环境下飞行控制难度大；(5)制作加工较为繁琐，加工精度低，制作周期长等核心问题，还有待技术人员进一步攻克。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本公开提供了一种隐蔽式自主飞行微型无人机，以至少部分解决以上所提出的技术问题。

(二)技术方案

根据本公开的一个方面，提供了一种隐蔽式自主飞行微型无人机包括：机翼、电子组件、机身、舵面、尾翼、舵机、连杆和电池；机翼由PCB板制成；电子组件焊接在机翼下表面上，且电子组件均匀分布在机翼中心轴线两侧；机身罩设在电子组件上，且与机翼下表面连接；舵面与机翼尾部相连，由PCB板制成；尾翼与机翼上表面的尾部相连，由PCB板制成；舵机嵌设在机身两侧预留的安装孔处；连杆第一端与舵机连接，连杆第二端与舵面连接；电池设置在机身内部，且靠近上述机身头部的位置。

在一些实施例中，还包括：舵脚和摇臂；舵脚设置在舵面的下表面，连杆第二端与舵面通过舵脚相连；摇臂设置在舵机侧壁上，摇臂与连杆第一端连接。

在一些实施例中，还包括：配重块和配重块连接杆；配重块连接杆第一端与配重块连接，配重块连接杆第二端与机身头部和机翼头部连接。

在一些实施例中，还包括：多个减重孔和减重矩形槽，多个减重孔设置在机翼和/或尾翼上，多个减重孔均匀分布在机翼和/或尾翼的翼面上，每个减重孔在机翼和/或尾翼的翼面两侧均贴附有薄膜；减重矩形槽设置在机翼上，减重矩形槽的中心轴线与机翼的中心轴线重合，且减重矩形槽设置于机翼的中后部。

在一些实施例中，电子组件包括：电源模块、接口模块、升压模块、天线、GPS接收机和主控芯片；电源模块为电子组件供电；接口模块设置有舵机、电池及载荷设备的供电连接口；升压模块为载荷设备提供稳定的工作电压；天线与通信模块相连，向地面接收站或球载基站传回无人机自身的飞行数据和载荷设备采集的任务载荷数据；GPS接收机为微型无人机内置的飞行控制程序提供位置信息；主控芯片运算微型无人机内置的飞行控制程序，以控制微型无人机的飞行。

在一些实施例中，载荷设备包括：摄像头，嵌设在机身头部预留的安装孔处。

在一些实施例中，天线贴合于机身尾部；GPS接收机焊接于无人机头部。

在一些实施例中，还包括：测姿模块，焊接在机身正面的中心轴线上，为微型无人机内置的飞行控制程序提供姿态信息。

在一些实施例中，微型无人机在20km的高度自超压气球进行高空跨洲际投射或在0～30km的任一高度自探空球进行近距离投射。

在一些实施例中，机翼的形状为反齐默曼翼型；机身尾部呈斜坡状结构。

(三)有益效果

从上述技术方案可以看出，本公开隐蔽式自主飞行微型无人机至少具有以下有益效果其中之一或其中一部分：

(1)本公开不设置动力装置，采用自主滑翔飞行的设计，与传统带动力微型无人机将大量电力能源消耗在动力系统相比，现将大部分能源供给任务载荷，使无人机可以工作更长的时间，增加任务执行的容错率。

(2)采用20km高空投射的方式发射，可使微型无人机迅速进入平衡滑翔状态，同时和传统微型无人机相比，极大增加飞行距离和飞行时间，同时，采用高空气球投放可免去操控人员携带装备亲临目标地点操作这一弊端，极大提高实用价值和战术价值。

(3)去掉动力装置，节省了无人机的整体重量，从而可以将原本动力装置的重量分配给载荷，使得无人机可以携带更多种类的载荷，提升无人机载重能力。

(4)本公开中电子组件均匀分布在机翼下表面中轴线两侧，并直接焊接在机翼下表面，合理的进行无人机的质量分布，使重心可以分布在对称轴上从而保证左右平衡。

(5)本发明机体(包括机翼和机身)均采用非金属材料，金属反射面极小，可有效避免被雷达探测，同时，尺寸极小，极难被肉眼发现，可保持良好的隐蔽性。

(6)本公开不设置动力装置，采用自主滑翔飞行的设计，飞行控制中不需要控制俯仰角，只需要控制侧向通道(滚转)，有效降低了飞行控制的难度。

(7)翼片制作选用PCB板，可通过3D打印技术制造机身，相比传统的开模制造可节省大量的制造时间和制造成本，同时省去了电子元件集成时的难度，提高了制造装配精度，有利于微型无人机的批量生产。

(8)减重孔和矩形减重槽的设置可以大大减少无用重量，有利于重心前移，增加无人机的纵向稳定性，提高飞行距离。

(9)GPS接收机和天线设计在无人机的一头和一尾，可减少互相之间的干扰，避免受到电磁兼容问题的影响。

(10)配重块通过配重块连接杆与机翼前缘连接，增加配重的力臂，使得在增加最小重量的前提下可使得重心比原先前移，同时不会对无人机阻力产生明显负面影响，保证纵向静稳定裕度预定范围；相比直接采用配重在机身上的方式，有效延长了飞行的距离。

(11)机身尾部斜坡状结构，起到整流作用，有利于减小飞行时的阻力。

附图说明

图1为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机机翼背面结构的示意图。

图2为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机机翼正面结构的示意图。

图3为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机机身结构的示意图。

图4为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机整机结构的示意图。

【附图中本公开实施例主要元件符号说明】

1-机翼； 2-减重孔；

3-GPS接收机； 4-接口模块；

5-升压模块； 6-电源模块；

7-通信模块； 8-主控芯片；

9-天线； 10-舵脚；

11-舵面； 12-测姿模块；

13-尾翼； 14-合页；

15-配重杆连接接头； 16-减重孔；

17-预留孔； 18-机身；

19-舵机； 20-电池；

21-摄像头； 22-配重块；

23-连杆。

具体实施方式

本公开提供了一种隐蔽式自主飞行微型无人机，包括：机翼、电子组件、机身、舵面、尾翼、舵机、连杆和电池；机翼由PCB板制成；电子组件焊接在机翼下表面上，且电子组件均匀分布在机翼中心轴线两侧；机身罩设在电子组件上，且与机翼下表面连接；舵面与机翼尾部相连；尾翼与机翼上表面的尾部相连；舵机嵌设在机身两侧预留的安装孔处；连杆第一端与舵机连接，连杆第二端与舵面连接；电池设置在机身内部。本公开不设置动力装置采用自主滑翔飞行的设计，使无人机可以工作更长的时间，增加任务执行的容错率；电子组件均匀分布在机翼下表面中轴线两侧，合理的进行无人机的质量分布，保证左右平衡，同时还可以保持较好的隐蔽性。

为使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本公开进一步详细说明。

本公开某些实施例于后方将参照所附附图做更全面性地描述，其中一些但并非全部的实施例将被示出。实际上，本公开的各种实施例可以许多不同形式实现，而不应被解释为限于此数所阐述的实施例；相对地，提供这些实施例使得本公开满足适用的法律要求。

在本公开的第一个示例性实施例中，提供了一种隐蔽式自主飞行微型无人机。图1为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机机翼背面结构的示意图。图2为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机机翼正面结构的示意图。图3为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机机身结构的示意图。图4为本公开实施例隐蔽式自主飞行微型无人机整机结构的示意图。如图1至图4所示，本公开隐蔽式自主飞行微型无人机包括：机翼1、电子组件、机身18、舵面11、尾翼13、舵机19、连杆23和电池20。

具体地，电子组件焊接在机翼1下表面上，且电子组件均匀分布在机翼1中心轴线两侧。机身18罩设在电子组件上，且与机翼1下表面连接，螺栓穿过机翼1上设置的预留孔17连接机翼1和机身18。舵面11与机翼1通过合页14连接，舵面11和机翼1之间留有1mm的空隙，以保证舵面11可以正常向上及向下打舵。尾翼13直接采用胶粘的方式连接到机翼1尾部上表面预留的窄槽中。舵机19嵌设在机身18两侧预留的安装孔处。连杆23第一端与舵机19连接，连杆23第二端与舵面11连接。电池20设置在机身18内部，且靠近机身18头部的位置。

其中电子组件，焊接在机翼1下表面上，电子组件均匀分布在机翼1中心轴线两侧；电子组件包括：电源模块6、接口模块4、升压模块5、天线9、通信模块7、GPS接收机3、主控芯片8。电源模块6为电子组件供电。接口模块4设置有舵机19及载荷设备的供电连接口。升压模块5为载荷设备提供稳定的工作电压。天线9与通信模块7相连，向地面接收站或球载基站传回无人机自身的飞行数据和载荷设备采集的任务载荷数据。具体一实施例中选用的通信模块7频率波段为433mhz，有效通信距离约为150km；天线9尺寸为厚1mm，宽16mm，长190mm。GPS接收机3为微型无人机内置的飞行控制程序提供位置信息，具体可选用u-blox6型号。主控芯片8运算微型无人机内置的飞行控制程序，以控制微型无人机的自主飞行。

具体地，载荷设备包括：摄像头21，嵌设在机身18头部预留的安装孔处。摄像头21可以选用微型摄像头，由升压模块5保证电压稳定工作。

具体地，天线9贴合于机身18尾部；GPS接收机3焊接于无人机头部。GPS接收机3和天线9设计在无人机的一头和一尾，可减少互相之间的干扰，避免受到电磁兼容问题的影响。

具体地，还包括：舵脚10和摇臂；舵脚10设置在舵面11的下表面，连杆23第二端与舵面11通过舵脚10相连；摇臂设置在舵机19侧壁上，摇臂与连杆23第一端连接，舵机19的转动通过连杆23传递到舵面11控制舵面11转动。

具体地，还包括：配重块22和配重块连接杆，配重块连接杆第一端与配重块22通过卡簧连接，配重块连接杆第二端与机身18头部的配重杆连接接头15连接。配重块22通过配重块连接杆与机翼1前缘连接，增加配重的力臂，使得在增加最小重量的前提下可使得重心比原先前移，保证纵向静稳定裕度预定范围；相比直接采用配重在机身18上的方式，有效延长了飞行的距离。

在一实施例中，由于PCB板的重量较重使得无人机重心无法前置于气动中心，所以无法保障纵向的稳定性。若直接采用配重在机身18上的方式，则需要增加60g的重量才能达到同样的前移重心的效果，大大减小了飞行的距离。为了解决这一问题，将10g配重块22前置于机翼1前缘10cm，通过一1.5mm直径的轻质铁杆连接到机身18。该设计增加配重的力臂，使得在增加最小重量的前提下可使得重心比原先前移1cm，保证纵向静稳定裕度达到10％。配重块22选用流线型物体，飞行时对于阻力的增加可以忽略不计，不影响飞行性能。同时，配重块距机翼前缘的距离还可根据具体配置重心位置的需求而调节。

具体地，机翼1，尾翼13由PCB板直接切割而成。在机翼1上设置多个减重孔2，尾翼13上设置多个减重孔16，多个减重孔2均匀分布在机翼1的翼面上，多个减重孔16均匀分布在尾翼13的翼面上，减重孔2和减重孔16在翼面两侧均贴附有薄膜，不仅可以保持设计的翼面积不变，还能有效防止漏风。减重孔2和减重孔16的设置可以大大减少无用重量，提高飞行距离。PCB板激光切割而成的机翼1，厚度为1mm，这是由于小于1mm的PCB板虽然重量减小，但是强度不够会轻易变形，大于1mm的PCB板重量过重，因此选用1mm的PCB板作为机翼1材料比较合适。此外，机翼1上还设有减重矩形槽，减重矩形槽的中心轴线与机翼1的中心轴线重合，且减重矩形槽设置于机翼1的中后部。减重孔和减重矩形槽的设置有利于使无人机的重心前移，增加纵向稳定性。

具体地，还包括：测姿模块12，测姿模块12焊接在机身18正面的中心轴线上，为微型无人机内置的飞行控制程序提供姿态信息。这里选用的测姿模块12为九轴惯性测量单元。

具体地，电池20的规格可以选用容量2200mah，4.2V的锂电池，可保障无人机载荷和舵机19稳定运行3个小时。由于电池20重量较重，将电池20设置在机身18内部，且靠近机身18头部的位置，使无人机重心前移从而增加纵向稳定性。

具体地，机翼1的形状为反齐默曼翼型，展长30cm，弦长15cm，展弦比2。在此展弦比下飞行器可以保持较好的隐蔽性，不易被发现，同时升阻比也较大，飞行距离较远。选择反齐默曼形状是因为其可以为平板翼型提供最好的气动性能(表现为较高的升阻比和较大的失速攻角)。机身18由3D打印技术制造，其对于电路板上的元件起到了整流和保温的作用，尾部呈斜坡状结构，以减少飞行时的形状阻力。

由于本公开去掉了传统微型无人机的动力系统，将其变为微型滑翔式无人机。起飞方式由传统的单架地面释放改为批量探空气球投放或高空气球投放，投放高度在0km-30km之间。若只需近距离投射，不需要微型无人机落地太远，则用探空球携带在0km-30km任意高度投射均可。若要进行跨洲际投射，则必须在20km投射，因为跨洲际投射需要使用高空超压气球携带，而超压气球必须飞行在20km这一高度，因为在20km海拔高度上存在风速最小区域，此区域称为零风层。在此高度释放可保证释放后滑翔初始段保持稳定，从而迅速进入平衡滑翔状态。机翼1直接由PCB板制造，翼型为平板翼型，全机最大升阻比为5.2，在此升阻比下由20km海拔下投放可以滑行约120km，滑行时间约40分钟，和传统微型无人机相比大大增加了飞行距离和飞行时间。

至此，已经结合附图对本公开实施例进行了详细描述。需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换，例如：

(1)机翼形状可以替换为其他形状，如：矩形或梯形等；

(2)双垂尾布局也用单垂尾布局替代；

(3)机身的尺寸和形状可根据具体需要而设计，如：如果需要携带两块电池，则可以加高机身；

(4)机身前部的摄像头可根据任务需要替换为其他载荷设备，如：温度传感器，震动传感器等；

(5)舵面和机翼的连接方式也可替换为其他形式，如：透明胶带粘贴等。

依据以上描述，本领域技术人员应当对本公开隐蔽式自主飞行微型无人机有了清楚的认识。

综上所述，本公开提供一种隐蔽式自主飞行微型无人机，采用自主飞行设计，与传统带动力微型无人机将大量电力能源消耗在动力系统相比，现将大部分能源供给任务载荷，使无人机可以工作更长的时间，增加任务执行的容错率。

还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本公开的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本公开的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。

并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本公开实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。

除非有所知名为相反之意，本说明书及所附权利要求中的数值参数是近似值，能够根据通过本公开的内容所得的所需特性改变。具体而言，所有使用于说明书及权利要求中表示组成的含量、反应条件等等的数字，应理解为在所有情况中是受到「约」的用语所修饰。一般情况下，其表达的含义是指包含由特定数量在一些实施例中±10％的变化、在一些实施例中±5％的变化、在一些实施例中±1％的变化、在一些实施例中±0.5％的变化。

再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。

说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、“第三”等的用词，以修饰相应的元件，其本身并不意味着该元件有任何的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序、或是制造方法上的顺序，该些序数的使用仅用来使具有某命名的一元件得以和另一具有相同命名的元件能做出清楚区分。

类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个公开方面中的一个或多个，在上面对本公开的示例性实施例的描述中，本公开的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本公开要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，公开方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本公开的单独实施例。

以上所述的具体实施例，对本公开的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本公开的具体实施例而已，并不用于限制本公开，凡在本公开的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种隐蔽式自主飞行微型无人机，包括：

机翼，由PCB板制成；

电子组件，焊接在所述机翼下表面上，且所述电子组件均匀分布在所述机翼中心轴线两侧；

机身，罩设在所述电子组件上，且与所述机翼下表面连接；

舵面，与所述机翼尾部相连，由PCB板制成；

尾翼，与所述机翼上表面的尾部相连，由PCB板制成；

舵机，嵌设在所述机身两侧预留的安装孔处；

连杆，所述连杆第一端与所述舵机连接，所述连杆第二端与所述舵面连接；

电池，设置在所述机身内部，且靠近上述机身头部的位置。

2.根据权利要求1所述的微型无人机，还包括：

舵脚，设置在所述舵面的下表面，所述连杆第二端与所述舵面通过所述舵脚相连；

摇臂，设置在所述舵机侧壁上，所述摇臂与所述连杆第一端连接。

3.根据权利要求1所述的微型无人机，还包括：

配重块；

配重块连接杆，所述配重块连接杆第一端与所述配重块连接，所述配重块连接杆第二端与所述机身头部和机翼头部连接。

4.根据权利要求1所述的微型无人机，还包括：

多个减重孔，设置在所述机翼和/或所述尾翼上，所述多个减重孔均匀分布在所述机翼和/或所述尾翼的翼面上，每个所述减重孔在机翼和/或所述尾翼的翼面两侧均贴附有薄膜；

减重矩形槽，设置在所述机翼上，所述减重矩形槽的中心轴线与所述机翼的中心轴线重合，且所述减重矩形槽设置于所述机翼的中后部。

5.根据权利要求1所述的微型无人机，所述电子组件包括：

电源模块，为所述电子组件供电；

接口模块，设置有所述舵机、电池及载荷设备的供电连接口；

升压模块，为载荷设备提供稳定的工作电压；

天线，与通信模块相连，向地面接收站或球载基站传回无人机自身的飞行数据和载荷设备采集的任务载荷数据；

GPS接收机，为所述微型无人机内置的飞行控制程序提供位置信息；

主控芯片，运算所述微型无人机内置的飞行控制程序，以控制所述微型无人机的飞行。

6.根据权利要求5所述的微型无人机，所述载荷设备包括：

摄像头，嵌设在所述机身头部预留的安装孔处。

7.根据权利要求5所述的微型无人机，其中，所述天线贴合于机身尾部；所述GPS接收机焊接于无人机头部。

8.根据权利要求1至7任一项所述的微型无人机，还包括：

测姿模块，焊接在所述机身正面的中心轴线上，为所述微型无人机内置的飞行控制程序提供姿态信息。

9.根据权利要求1至7任一项所述的微型无人机，其中，所述微型无人机在20km的高度自超压气球进行高空跨洲际投射或在0～30km的任一高度自探空球进行近距离投射。

10.根据权利要求1所述的微型无人机，其中，所述机翼的形状为反齐默曼翼型；所述机身尾部呈斜坡状结构。