CN109866913A - 无人空中交通工具 - Google Patents

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Abstract

本申请涉及无人空中交通工具，具体地，一种飞行器具有机身、可耦接到所述机身的机翼组件、以及包括一对尾撑梁的尾翼，所述一对尾撑梁被配置为被可移除地耦接到所述机翼组件。所述机翼组件包括位于所述机身的横向相对侧上的一对撑梁接口。每个尾撑梁具有被配置为使用可外部进入的机械紧固件被机械地附接到撑梁接口中的一个的撑梁前端。

Description

无人空中交通工具
相关申请的交叉引用
本申请要求2017年12月5日提交的美国临时申请序列号62/595,069的优先权，其以引用方式被完全并入本文。
技术领域
本公开大体涉及飞行器构造，并且更具体涉及被配置为被现场组装并且具有改善的性能特性的无人空中交通工具。
背景技术
无人空中交通工具(UAV)被越来越多地用于执行各种功能。例如，UAV可以被实施用于递送有效负载、收集用于监视和侦查的成像数据、执行诸如消防管理的紧急服务、定位鱼群、以及其他功能。对于某些应用，希望UAV可容易地运输到远程位置，并且能够在现场(例如，陆地或海洋)使用最少数量的工具和/或紧固件被快速地组装和拆卸。
此外，希望能够在专用跑道可能不可用并且独立于风向的环境(例如，山区地形、海上)中发射和回收UAV。例如，UAV可以使用适当取向的便携式弹射发射装置被发射到风中。UAV可以使用具有从桅杆竖直悬挂下来的回收绳索的便携式回收系统来回收。UAV可以包括被配置为当UAV飞入回收绳索时锁在回收绳索上的翼尖机构。优选地，UAV能够以相对低的空速飞入回收绳索，以最小化停止UAV时回收系统必须吸收的能量的量。
此外，不管UAV的取向或姿态如何，希望UAV能够被远程地控制。此外，希望UAV能够接收和发射多个频带内的各种不同类型的数据。例如，UAV的飞行可以使用无线电信号来远程地控制，该无线电信号从基于表面的远程控制装置使用第一频带向UAV发射，而由机载成像系统产生的成像数据可以使用不同于第一频带的第二频带从UAV被发射给表面站。
发明内容
上面提及的与无人空中交通工具相关联的需要具体地通过本公开来解决，本公开提供了一种飞行器，所述飞行器具有机身、可耦接到所述机身的机翼组件、以及包括一对尾撑梁(boom)的尾翼，所述一对尾撑梁被配置为被可移除地耦接到所述机翼组件。所述机翼组件包括位于所述机身的横向相对侧上的一对撑梁接口。每个尾撑梁具有被配置为使用可外部进入的机械紧固件被机械地附接到所述撑梁接口中的一个的撑梁前端。
还公开了一种提高飞行器效率的方法。所述方法包括，通过将每个尾撑梁的撑梁前端定位在所述机翼组件的撑梁接口上以及安装至少一个可外部进入的机械紧固件通过所述撑梁前端并进入所述撑梁接口中的螺纹孔，将尾翼的一对尾撑梁附接到被安装到机身的机翼组件。
在进一步的实施例中，公开了一种飞行器，所述飞行器具有机身和可耦接到所述机身的机翼组件。所述机翼组件包括均具有机翼上表面、机翼下表面、机翼后部、翼型剖面和不大于150万的雷诺数的一对机翼。每个机翼包括具有襟翼前缘和襟翼上表面的襟翼。每个机翼的所述襟翼以如下方式被耦接到所述机翼后部：使得当所述襟翼处于中立方位时，防止空气在所述机翼后部与所述襟翼前缘之间流动。当所述襟翼被枢转到向下偏转方位内时，狭槽在所述襟翼前缘与所述机翼后部之间打开，允许空气从所述机翼下表面向上流过所述狭槽并且沿着所述襟翼上表面向后流动。
公开了一种当上面描述的飞行器正在空中移动时操作所述飞行器的方法。如上面提到的，所述飞行器具有可耦接到所述机身的机翼组件，并且所述机翼组件具有一对机翼，每个机翼具有机翼上表面、机翼下表面、机翼后部、翼型剖面和不大于150万的雷诺数的一对机翼。所述方法包括将每个机翼的襟翼从防止空气在所述机翼后部与襟翼前缘之间流动的中立方位枢转到向下偏转方位。此外，所述方法包括当每个襟翼被枢转到所述向下偏转方位内时打开所述襟翼前缘与所述机翼后部之间的狭槽，所述狭槽允许空气从所述机翼下表面向上流过所述狭槽并且沿着襟翼上表面向后流动。所述方法还包括由于空气向上流过所述狭槽并且沿着襟翼上表面向后流动而减少了所述襟翼上方的流动分离。
还公开了一种天线。所述天线包括介电基体，所述介电基体具有第一表面、相对的第二表面和基体下边缘。此外，所述天线包括辐射元件，所述辐射元件被形成在所述第一表面上并且被配置为辐射和接收无线电信号。所述辐射元件具有微带馈送元件，所述微带馈送元件延伸到所述基体下边缘。此外，所述天线包括接地平面，所述接地平面被形成在所述第二表面上并且被配置为反射所述无线电信号。所述天线还包括边缘安装的连接器，所述边缘安装的连接器被安装在基体下边缘处，并且被配置为将所述天线电连接到被配置为向所述天线传输线路信号和从所述天线传输线路信号的同轴电缆。边缘安装的连接器包括被电耦接到所述微带馈送元件的中心销和被电耦接到所述接地平面的多个安装插脚。所述微带馈送元件包括分别从所述微带馈送元件的相对侧横向突出的一对突出部。所述接地平面包括分别在天线轴线的相对侧上的一对接地平面狭槽。所述接地平面狭槽均从接地平面下边缘向上延伸到接地平面上边缘下方的位置。所述接地平面狭槽衰减在所述同轴电缆上方流动的泄漏电流。
公开了一种使用所述天线辐射和接收无线电信号的方法。所述方法包括经过被耦接到所述天线的同轴电缆传输线路信号。如上面提到的，所述天线具有介电基体、辐射元件、和被形成在所述基体的第一表面上的微带馈送元件、以及被形成在所述基体的第二表面上的接地平面。所述接地平面包括分别在天线轴线的相对侧上的一对接地平面狭槽。所述接地平面狭槽均从接地平面下边缘向上延伸到接地平面上边缘下方的位置。所述方法额外地包括，使用所述辐射元件辐射和接收与通过所述同轴电缆传输的所述线路信号相关联的无线电信号，使用所述接地平面反射所述无线电信号，以及使用所述接地平面狭槽抑制当使用所述辐射元件辐射和接收无线电信号时在所述同轴电缆上流动的寄生电流，由此改善针对所述天线的阻抗匹配。
已经讨论的特征、功能和优点可以在本公开的各种实施例中被单独实现，或者可以在其他实施例中被组合，参考以下说明和附图可以获知其进一步细节。
附图说明
在参照附图时，本公开的这些和其他特征将会变得更加显而易见，其中相同的编号始终指代相同的部件，并且其中：
图1是处于组装状态的无人空中交通工具(UAV)的示例的透视图；
图2是处于拆卸状态的图1的UAV的透视图；
图3是UAV的尾撑梁与机翼组件之间的现场接头的前视图；
图4是沿着图3的线4获取的尾撑梁的现场接头的后视图；
图5是在现场接头处被并入到机翼组件内的撑梁接口的前视图；
图6是图5的撑梁接口的后视图；
图7是被配置为被接合到撑梁接口的撑梁前端的前视图；
图8是撑梁前端的后视图；
图9是沿着图3的线9获取的剖视图，并且图示了撑梁前端与机翼组件的撑梁接口之间的现场接头；
图10是被包括在将尾撑梁附接到机翼组件的方法中的操作的流程图；
图11是被安装到UAV的机身的机翼组件的机翼中心模块的示例的透视图；
图12是沿着图11的线12获取的机翼中心模块的下侧的透视图，并且图示了分别被固定地安装到机翼中心模块的前翼梁和后翼梁的机翼前配件和机翼后配件；
图13是机翼中心模块与机身之间的现场接头的俯视透视图，并且相对于被安装到在机身蒙皮的孔图案中形成的选定机身孔的机身前配件和机身后配件示出了处于拆卸状态的机翼前配件和机翼后配件；
图14是分别被耦接到机身前配件和机身后配件的机翼前配件和机翼后配件的俯视透视图；
图15是沿着图14的线15获取的剖视图，并且图示了用于将机身前配件耦接到机翼前配件的一对剪切销和机械紧固件；
图16是沿着图15的线16获取的剖视图，并且图示了分别被耦接到机身前配件和机身后配件的机翼前配件和机翼后配件；
图17是沿着图15的线17获取的机身的内部的仰视透视图，并且图示了用于将机身前配件和机身后配件分别耦接到机身蒙皮的一对中心螺柱板；
图18是被包括在将机翼组件附接到机身的方法中的操作的流程图；
图19是图1的UAV的示例的前视图；
图20是图19的UAV的机翼的放大前视图；
图21是沿着图20的线21获取的机翼的剖视图，并且图示了被安装在机翼后面并且被取向在中立方位中的襟翼；
图22是处于一迎角的机翼的剖视图，并且进一步图示了襟翼处于向下偏转方位，导致襟翼前缘与机翼后部之间的狭槽允许空气从机翼下表面向上流过该狭槽并且沿着襟翼上表面向后流动；
图23是机翼的一部分的仰视透视图，图示了用于将襟翼耦接到机翼下表面的多个襟翼铰链组件；
图24是沿着图23的截面圆24获取的襟翼铰链组件中的一个的分解视图，并且图示了分别经由相应的铰链托架垫和襟翼托架垫可耦接到机翼下表面和襟翼下表面的铰链托架和襟翼托架；
图25是铰链托架到襟翼托架的枢转连接的示例的透视图；
图26是图25的铰链托架到襟翼托架的枢转连接的分解视图；
图27是图24的襟翼铰链组件的分解侧视图；
图28是图27的襟翼铰链组件的组装侧视图；
图29是沿着图28的截面圆29获取的襟翼铰链组件的前端的放大视图，并且图示了将可释放连接器的活塞耦接到铰链托架的前端的机械紧固件，并且进一步图示了经由斜圈弹簧被保持在可释放连接器的主体内的活塞；
图30是将铰链托架的前端直接耦接到机翼下表面的活塞的示例；
图31是机翼组件的剖视图，图示了被可操作地耦接到襟翼的襟翼致动器；
图32是将襟翼耦接到襟翼致动器并且具有限定致动杆的弯曲失效位置的环形切口的致动杆的示例；
图33是被配置为中空管的致动杆的示例，所述中空管具有被配置为不能弯曲的壁厚；
图34是用于使用回收绳索来回收UAV的飞行器回收系统的示例的侧视图，所述回收绳索被配置为由被安装在UAV的相对翼尖中的每一个上的绳捕获机构(未示出)；
图35是被包括在操作飞行器的方法中的操作的流程图，并且包括由于空气向上流过狭槽并且沿着如在图22中图示的襟翼上表面向后流动而减少了襟翼上面的流动分离；
图36是从UAV的尾撑梁的撑梁后端向上延伸的垂直尾部的示例的侧视图，并且进一步图示了被安装到垂直尾部的宽带全向天线的示例；
图37是在图36中示出的示例天线的透视图；
图38是图37的天线的第一表面的侧视图，所述第一表面具有发射和接收无线电信号的辐射元件；
图39是图38的天线的端视图；
图40是图37的天线的第二表面的侧视图，所述第二表面具有用于反射由位于天线的第一表面上的辐射元件发射和接收的无线电信号的接地平面；
图41是天线的透视图，示出了用于将同轴电缆电耦接到从天线的第一表面上的辐射元件向下延伸的微带馈送元件的边缘安装的连接器；
图42是天线的透视图，示出了被电耦接到天线的第二表面上的接地平面的边缘安装的连接器；
图43是第一表面的下部的分解透视图，所述下部具有用于分别耦接到从边缘安装的连接器向上延伸的一对安装插脚和中心销的一对插脚垫和销垫；
图44是天线的第一表面的放大视图，图示了插脚垫和销垫，并且进一步图示了从微带馈送元件横向向外延伸用于增强的宽带阻抗匹配的一对突出部；
图45是针对具有和没有在图43-44中示出的从微带馈送元件横向向外延伸的突出部的天线被表示为S-参数与频率的返回损失(return loss)的曲线图；
图46是被包括在使用如图37-45中所示配置的天线以进行辐射和接收无线电信号的方法中的操作的流程图。
具体实施方式
现在参照附图，其中视图是出于图示本公开的优选和各种实施例的目的，在图1中示出的是被配置为在组装状态下示出的无人空中交通工具(UAV)102的飞行器100的示例的透视图。UAV102可以具有相对小的尺寸和低的总重，并且被配置为被现场组装和拆卸成若干轻质部件，所述若干轻质部件能够被包装成一个或更多个相对小的运输箱(未示出)并且通过陆运、海运或空运被运送到任何位置。一旦在期望的位置处，部件就可以使用紧固机构(诸如剪切销和/或最少数量的机械紧固件)在若干现场接头150处被快速地组装。例如，UAV102的机翼组件300可以包括分别将一对机翼302连结到机翼中心模块328的相对侧的一对现场接头150。UAV102的机翼-机身接口400可以包括将机翼中心模块328连结到机身104的现场接头150。UAV102的尾翼200可以在分别将一对尾撑梁202连结到机翼中心模块328的一对现场接头150处被附接到机翼组件300。尾翼200可以包括分别将水平尾部228连结到一对垂直尾部226的一对现场接头150，该对垂直尾部226从尾撑梁202的后端向上延伸。在现场组装完成之后，UAV102可以使用便携式发射器(未示出)来发射而无需专用的跑道。在任务完成时，UAV102可以使用如下文描述的同样避免对于跑道的需要的回收系统(例如，图34)来回收。
参照图1-2，UAV102包括限定纵向轴线106的机身104、被安装到机身104的后端的推进吊舱110、被可移除地耦接到机身104的机翼组件300、以及被可移除地耦接到机翼组件300的尾翼200。推进吊舱110可以是驱动螺旋桨的内燃发动机或燃气涡轮机、涡轮喷气发动机(未示出)、电动发动机(诸如由氢燃料电池提供功率的电推进系统)、或混合动力发动机(诸如电动-内燃发动机)。机身104被示为具有圆形或圆柱形横截面形状。然而，机身104可以以各种不同的横截面形状中的任一个来提供。机身104可以包括用于容纳各种有效负载的一个或更多个有效负载舱(未示出)。例如，有效负载舱可以位于机翼组件300的前面、下面和/或后面。有效负载舱(未示出)可以包括位于机翼组件300下方的中间舱、位于机翼组件300前面的航空电子设备舱、和/或位于机翼组件300后面的后航空电子设备舱。成像系统108可以被耦接到机首有效负载支撑件，并且可以包括用于红外成像和/或可见光成像的红外传感器和/或电光传感器。
如上面提到的，机翼组件300包括机翼中心模块328和一对机翼302(即，左机翼和右机翼)。如在下面更详细地描述的，机翼中心模块328可以在可以被配置为现场接头150的机翼-机身接口400(例如，图11-17)处被耦接到机身104。此外，机翼-机身接口400可以被配置为允许调整机翼组件300相对于机身104的前-后位置，以允许不同有效负载舱中的宽范围的有效负载能力，同时将飞行器重心(未示出)维持在飞行器升力中心(未示出)的预定前-后范围内而不需要压舱物。该对机翼302中的每一个被配置为如上面提到的那样在现场接头150处被可移除地耦接(即，被现场组装)到机翼中心模块328。例如，每个机翼302可以具有从机翼302的舷内侧突出的接合翼梁326。机翼中心模块328的每个舷外侧具有容纳接合翼梁凹座332的机翼肋330，所述接合翼梁凹座332被配置为接收用于将机翼302耦接到机翼中心模块328的接合翼梁326。一旦机翼302的接合翼梁326被插入到接合翼梁凹座332内，一个或更多个机械紧固件(未示出)就可以被操纵为将机翼302锁定到机翼中心模块328。
仍然参照图1-2，尾翼200包括在机身104的相对侧从机翼中心模块328向后延伸的一对尾撑梁202(例如，左撑梁和右撑梁)。尾撑梁202可以由轻质金属和/或非金属材料形成。例如，尾撑梁202可以由复合材料形成，诸如碳纤维增强的聚合物基体材料(例如，石墨/环氧树脂)。每个尾撑梁202的长度足以在重心位置的宽范围内为UAV102提供纵向(例如，俯仰)稳定性。每个尾撑梁202可以被取向为大致平行于飞行器纵向轴线106。
每个尾撑梁202具有撑梁前端206、撑梁后端208、以及在撑梁前端206与撑梁后端208之间延伸的撑梁轴线204(图7)。每个尾撑梁202的撑梁后端208具有从尾撑梁202向上延伸的垂直尾部226。尽管在图1-2中被示为当机翼组件300水平时相对于竖直以微小角度(例如，10°)向上竖直地延伸，但是每个垂直尾部226可以以相对于竖直的0°与45°之间的角度向上延伸。尾翼200包括在垂直尾部226之间延伸并且经由一对现场接头150被可移除地耦接到垂直尾部226的水平尾部228。例如，每个垂直尾部226可以包括具有一个或更多个螺纹孔或容器(例如，螺母板)的配件(未示出)，所述一个或更多个螺纹孔或容器被配置为接收用于将水平尾部228的每侧固定到垂直尾部226的一个或更多个机械紧固件592(例如，螺栓、螺钉等)。
参照图3-4，机翼中心模块328包括表示用于将尾撑梁202附接到机翼中心模块328的现场接头150的一对撑梁接口230。在所示出的示例中，该对撑梁接口230分别位于机翼中心模块328的横向舷外侧附近。为了简化UAV102的现场组装和拆卸，每个尾撑梁202的撑梁前端206被配置为使用至少一个可外部进入的机械紧固件592(例如，艾伦螺钉-图8)被机械地附接到撑梁接口230。如下面描述的，可外部进入的机械紧固件592被配置为接合撑梁接口230中的螺纹孔594以便将撑梁前端206可移除地附接到机翼中心模块328。在每个撑梁接口230的位置处，发射肋232从机翼组件300的机翼下表面318向下突出。发射肋232在UAV102的发射期间将UAV102支撑在发射系统(未示出)的引导轨道(未示出)上。每个发射肋232和撑梁接口230可以被机械地固定到位于机翼中心模块328的横向相对侧中的每一个上的机翼肋330(图5)，如在下面更详细地描述的。尾撑梁202与机翼肋330和发射肋232对齐，以在对UAV102的空气动力学的最小影响的情况下提供尾撑梁202的附接的简单结构位置。
参照图5-6，示出的是在机翼中心模块328的横向相对侧中的一个上的撑梁接口230。撑梁接口230被配置为接收尾撑梁202的撑梁前端206。撑梁接口230包括从机翼中心模块328的机翼上表面316突出的撑梁前附接配件210和撑梁后附接配件212。撑梁接口230的前端包括用于减少撑梁接口230的空气动力学阻力的撑梁整流罩222。撑梁接口230具有用于接收被安装到尾撑梁202的至少一个剪切销596(图6和图7)的至少一个剪切销孔598。撑梁接口230可以额外地包括用于接合到撑梁前端206中的剪切销孔598内的至少一个剪切销596。例如，撑梁前附接配件210可以包括剪切销孔598，并且撑梁后附接配件212可以包括剪切销596。此外，撑梁后附接配件212包括螺纹孔594，所述螺纹孔594被取向为近似平行于撑梁轴线204，并且被配置为螺纹地接收用于在将尾撑梁202现场组装到机翼中心模块328期间将尾撑梁202刚性固定到撑梁接口230的可外部进入的机械紧固件592(图8)。
参照图7-8，示出被配置为被接合到撑梁接口230的撑梁前端206。每个尾撑梁202的撑梁前端206包括被固定地耦接到撑梁前端206的撑梁前支撑件216和撑梁后支撑件218。撑梁前支撑件21和撑梁后支撑件218均可以被机械地紧固和/或被粘合地结合到尾撑梁202。撑梁整流罩224可以在撑梁前支撑件216与撑梁后支撑件218之间延伸，以使撑梁前端206在结构上稳定。此外，撑梁前支撑件216包括被取向为近似平行于撑梁轴线204的向前延伸的剪切销596。撑梁前支撑件216的剪切销596的尺寸和配置被设计以通过防止撑梁前端206沿着垂直于撑梁轴线204的方向移动的方式接合被形成在撑梁前附接配件210中的对应的剪切销孔598。撑梁后支撑件可以包括用于接收从撑梁后附接配件212向后延伸的剪切销596的剪切销孔598。用于撑梁前支撑件216的剪切销596可以被设计尺寸以便为被形成在撑梁前附接配件210中的剪切销孔598提供0.005英寸或更小(例如，优选地0.003英寸)的间隙配合。从撑梁后附接配件212向后延伸的剪切销596可以被设计尺寸以便为被形成在撑梁后支撑件218中的剪切销孔598提供至少0.005(例如，优选地0.010英寸)的间隙配合。然而，尽管未示出，撑梁接口230可以被配置为使得撑梁接口230的前端处的剪切销596从撑梁前附接配件210向后延伸以便接合被形成在撑梁前支撑件216中的剪切销孔598，和/或撑梁接口230的后端处的剪切销596从撑梁后附接配件212向前延伸以便接合被形成在撑梁后支撑件218中的剪切销孔598。甚至进一步地，撑梁接口230可以被配置为使得撑梁接口230的前端和后端两者处的剪切销596面向前，或撑梁接口230可以被配置为使得撑梁接口230的前端和后端两者处的剪切销596面向后。
参照图5-8，撑梁后支撑件218包括非螺纹孔593(图8)，所述非螺纹孔593被配置为允许可外部进入的机械紧固件592(图8)穿过并接合撑梁后附接配件212中的螺纹孔594(图6)以将撑梁后支撑件218刚性固定到撑梁后附接配件212。如在图5-6中示出的，当从自顶向下方向观察时，撑梁后附接配件212具有楔形横截面214。撑梁后附接配件212的楔形横截面214沿面向前的方向变宽。如在图7-8中示出的，当从自顶向下方向观察时，撑梁后支撑件218具有以V形状布置的一对凸缘220。该对凸缘220限定了被配置为与撑梁后附接配件212的楔形横截面214(图5-6)互补的楔形内腔。当机械紧固件592(图8)被螺纹地接合到撑梁后附接配件212中的螺纹孔594(图6)并且被向下拧紧时，撑梁后附接配件212的楔形横截面214被接合为与撑梁后支撑件218的V形凸缘220(图7-8)的内表面直接物理接触，由此防止尾撑梁202相对于机翼组件300的横向移动。
参照图9，示出被配合到撑梁接口230的撑梁前端206的剖视图。示出了可外部进入的机械紧固件592将撑梁后支撑件218固定到撑梁后附接配件212。此外，还示出剪切销596被接合在剪切销孔598内。每个剪切销596可以具有便于插入到剪切销孔598内的锥形端。撑梁后附接配件212和撑梁前附接配件210突出至机翼上表面316上方，并且使用机械紧固件592(例如，螺栓、艾伦头螺钉等–未示出)被附接到机翼肋330。当撑梁后附接配件212的剪切销596被插入到撑梁后支撑件218的剪切销孔598内时，使撑梁前附接配件210和撑梁后附接配件212突出至机翼上表面316上方允许组装UAV102的人员在视觉上对齐撑梁前支撑件216的剪切销596和撑梁前附接配件210的剪切销孔598，并且将撑梁前支撑件216的剪切销596插入到撑梁前附接配件210的剪切销孔598内，在此之后可外部进入的机械紧固件592可以被安装以将尾撑梁202固定到机翼中心模块328。
参照图10，示出在关于将每个尾撑梁202现场附接到飞行器100的机翼组件300的提高交通工具效率的方法350中包含的操作的流程图。参照图2-9，方法350的步骤352包括将尾翼200的一对尾撑梁202附接到机翼组件300。在所示出的示例中，该对尾撑梁202可以被附接到机翼组件300的机翼中心模块328，所述机翼中心模块328可以被安装到机身104。在每个尾撑梁202到机翼中心模块328的附接之前或期间，任何电连接(未示出)可以在尾撑梁202与机翼中心模块328之间进行。尾撑梁202中的每一个可以通过最初执行将尾撑梁202的撑梁前端206定位抵靠在机翼中心模块328的撑梁接口230上的步骤354被附接到机翼中心模块328。将撑梁前端206定位抵靠在撑梁接口230上可以包括将从撑梁前端206的撑梁前支撑件216突出的剪切销596插入到在撑梁接口230的撑梁前附接配件210中形成的剪切销孔598内，同时将从撑梁接口230的撑梁后附接配件212突出的剪切销596插入到被形成在撑梁后支撑件218中的剪切销孔598内。
如在图5-6中示出的，撑梁前附接配件210和撑梁后附接配件212均突出至机翼中心模块328的机翼上表面316上方，从而允许组装UAV102的人员如上面提到的那样在视觉上对齐剪切销596与剪切销孔598。UAV102可以被支撑在可以被可选地用运输箱(未示出)中的一个包括的可架设支撑架(未示出)上，尾撑梁202、机身104、机翼302和水平尾部228可以被包装在所述运输箱内以便存储和运送。
方法350的步骤356包括安装至少一个可外部进入的机械紧固件592通过撑梁前端206并进入撑梁接口230中的螺纹孔594。如在图8-9中示出的，撑梁后附接配件212包括被取向为近似平行于撑梁轴线204的螺纹孔594。如上面提到的，撑梁后支撑件218包括可外部进入的机械紧固件592在接合撑梁后附接配件212中的螺纹孔594之前穿过的非螺纹孔593。该方法进一步包括，当可外部进入的机械紧固件592被螺纹地接合到螺纹孔594并且剪切销596被进一步延伸到剪切销孔598内时，将撑梁后附接配件212的楔形横截面214接合为与撑梁后支撑件218的该对V形凸缘220的内表面直接物理接触。剪切销596在剪切销孔598内的接合以及撑梁后附接配件212的楔形横截面214与撑梁后支撑件218的V形凸缘220的接合阻止撑梁前端206横向移动。机械紧固件592到撑梁后附接配件212的螺纹孔594内的接合阻止尾撑梁202前后移动。
一旦两个尾撑梁202被固定到机翼组件300，方法350就可以进一步包括将水平尾部228(图1-2)的横向相对侧耦接到分别从尾撑梁202向上延伸的垂直尾部226。尽管未示出，但是垂直尾部226中的每一个可以包括一个或更多个配件(未示出)，所述配件被配置为接收用于如上面提到的那样将水平尾部228的相对侧固定到垂直尾部226的机械紧固件592。在尾撑梁202到机翼中心模块328的附接之前或之后，该方法可以包括将一对机翼302耦接到机翼中心模块328的横向相对侧。例如，如在图2中示出的，通过将从每个机翼302突出的接合翼梁326插入到被包含到机翼中心模块328的每个横向舷外侧上的机翼肋330内的接合翼梁凹座332内，每个机翼302可以被接合到机翼中心模块328。如下面描述的，机翼中心模块328可以被配置以用允许前后调整机翼中心模块328相对于机身104的位置的方式耦接到机身104。
参照图11-12，示出被附接到机身104的机翼中心模块328的示例。机翼中心模块328可以被可以包括前舱门324(图16)的机翼蒙皮314覆盖。前舱门324可以在现场被移除，以允许进入将机翼中心模块328耦接到机身104的机翼-机身接口400。图12示出了机翼中心模块328的下侧，并且图示了机翼-机身接口400。机翼-机身接口400可以包括分别被固定地耦接到机翼中心模块328的前翼梁334和后翼梁336的机翼前配件404和机翼后配件410。
参照图13-图14，示出机翼-机身接口400的前配件组件402和后配件组件408。前配件组件402包括机翼前配件404和机身前配件406。机翼前配件404被配置为被可移除地耦接机身前配件406。类似地，后配件组件408包括机翼后配件410和机身后配件412。机翼后配件410被配置为被可移除地耦接机身后配件412。在图13-图14中，机翼中心模块328的机翼蒙皮314被省略，并且前翼梁334和后翼梁336以虚线方式被示出以图示机翼前配件404和机翼后配件410分别到前翼梁334和后翼梁336的连接。
在图13-图14中，机身前配件406和机身后配件412可以以与前翼梁334和后翼梁336之间的间距互补的固定间距被安装到机身104。机身前配件406和机身后配件412具有配合孔414，所述配合孔414被配置为与机身蒙皮416中的被以周向间隔开的孔和轴向间隔开的孔的孔图案420形成的机身孔418对齐。孔图案420与机身前配件406和机身后配件412中的配合孔414之间的间距互补。如在下面更详细地描述的，机械紧固件592(例如，螺纹紧固件–螺栓、螺钉、PEMTM双头螺柱等)被延伸通过机身蒙皮416并通过配合孔414，并且与用于将前配件组件402和后配件组件408耦接到机身104的顶部的内螺纹容器(诸如六角头螺母)固定在一起。
在机身104的顶部中心的每一侧上，两个横向最外列的周向间隔开的机身孔418可以沿周向方向形成槽，以便于延伸通过机身蒙皮416和横向舷外配合孔414的机械紧固件592的安装。在一实施例中，机械紧固件592可以从机身104的内部(图17)被安装。到机身内部的入口可以通过从机身104后端移除推进吊舱110来提供。机身蒙皮416中的孔图案420允许将机翼中心模块328定位在各种前后位置中的一个处，作为将UAV102的飞行器重心(未示出)维持在升力中心(未示出)的预定范围内的一种手段。在这方面，机翼组件300可以被安装在与机身104内的有效负载质量分布互补的前后位置处，并且该位置可以针对由UAV102执行的不同类型的任务改变。
如在图13-15中示出的，机身前配件406包括在位于中心的螺纹孔594的相对侧上的一对横向间隔开的剪切销596，作为机翼中心模块328与机身104之间的现场接头150的一部分。在所示出的示例中，机身前配件406的剪切销596是面向后面的，并且均具有被取向被取向为近似平行于飞行器纵向轴线106的销轴线。机翼前配件404包括被配置为接收机身前配件406的剪切销596的一对剪切销孔598。机身后配件412包括被配置为被插入到机翼后配件410中的剪切销孔598内的位于中心的且面向后面的剪切销596，作为机翼中心模块328与机身104之间的现场接头150的一部分。此外，机身前配件406包括被配置为接收机械紧固件592的非螺纹孔593，一旦机身前配件406和机身后配件412的剪切销596与相应的机翼前配件404和机翼后配件410的剪切销孔598接合，所述机械紧固件592就用于将螺纹孔594接合在机翼前配件404中。机械紧固件592可以通过首先移除前舱门324(图16)以允许进入机翼中心模块328的内部来安装。机械紧固件592与机翼前配件404中的螺纹孔594的接合以及机身前配件406和机身后配件412的剪切销596与机翼前配件404和机翼后配件410中的剪切销孔598接合通过防止机翼中心模块328相对于机身104的前后平移、横向平移和横向枢转的方式将机翼中心模块328固定到机身104。
参照图16，示出机翼-机身接口的截面侧视图。如上面提到的，机翼中心模块328包括可以具有C形横截面的前翼梁334和也可以具有C形横截面的后翼梁336。尽管未在图中示出，但是前翼梁334和后翼梁336均在位于机翼中心模块328的横向相对侧上的机翼肋330(图9)之间延伸。在图16中，机翼前配件404和机翼后配件410均具有被耦接到相应的前翼梁334和后翼梁336的C形横截面的垂直腹板338和下凸缘340的L形横截面。机翼前配件404可以被机械地紧固到和/或被粘合地结合到前翼梁334。同样地，机翼后配件410可以被机械地紧固到和/或被粘合地结合到后翼梁336。如上面描述的，机身前配件406通过机械紧固件592被耦接到机翼前配件404。此外，如上面提到的，机身前配件406包括可接收在被形成在机翼前配件404中的剪切销孔598内的一对剪切销596。类似地，机身后配件412包括在被形成在机翼后配件410中的剪切销孔598内可接收的至少一个剪切销596。然而，机翼-机身接口400可以被配置为替代性实施例，其中剪切销596从机翼前配件404和机翼后配件410突出并且被接收在被形成在相应的机身前配件406和机身后配件412中的剪切销孔598内。
图17示出在机翼-机身接口400的位置处的机身104的内部。机身蒙皮416的一部分被省略，以示出分别将机翼中心模块328的前翼梁334和后翼梁336耦接到机身蒙皮416的前配合组件402和后配合组件408。机身安装滑板424可以被定位为与在机身104的顶部中心处的机身蒙皮416的内表面直接物理接触。机身安装滑板424可以沿着机身104的纵长方向延伸，并且可以包括尺寸被设计并且间隔为与机身104的顶部中心处的两行机身孔418(例如，圆形孔)互补的孔(例如，圆形孔)。对于机身前配件406和机身后配件412中的每一个，机翼-机身接口可以可选地包括被定位在机身安装滑板424的内侧上的中心螺柱板422。在所示出的示例中，中心螺柱板422中的每一个包括与机身前配件406和机身后配件412中的四个(4)配合孔414互补的四个(4)机械紧固件592。然而，每个中心螺柱板422可以包括任何数量的机械紧固件592以便安装到机身前配件406和机身后配件412中的对应数量的配合孔414内。在一些实施例中，机械紧固件592的头部可以被永久地固定到中心螺柱板422，以最小化用于将机翼中心模块328紧固到机身104所需的松动零件的总数量。每个中心螺柱板422中的机械紧固件592的间距与机身蒙皮416中的配合孔414之间的间距互补，进而与机身前配件406和机身后配件412中的每一个中的配合孔414之间的间距互补。
在图17中，对于机身后配件412，中心螺柱板422可以被定位直接抵靠在机身安装滑板424的内表面上。对于机身前配件406，机翼-机身接口400可以包括在机身104的每个横向相对侧上的摇摆螺柱板426。摇摆螺柱板426中的每一个可以包括被间隔为与开槽机身孔418的周向间距互补的机械紧固件592。摇摆螺柱板426中的机械紧固件592的头部可以被永久地固定到摇摆螺柱板426，作为最小化用于将机翼中心模块328附接到机身104所需的松动零件的总数量的一种手段。由弹性可压缩材料(例如，橡胶)形成的摇摆垫428可以被安装在每个摇摆螺柱板426与机身蒙皮416之间。摇摆垫428可以提供摇摆螺柱板426倚着机身蒙皮416的缓冲，并且还可以防止在飞行期间机身104相对于机翼组件300的横向枢转，否则所述横行枢转可能会由于机身蒙皮416中的周向开槽孔中的机械紧固件的移动而发生。
图18是关于将机翼组件300现场附接到机身104的提高可拆卸机翼组件300的方法450的操作的流程图。方法450的步骤452包括将机身前配件406和机身后配件412中的配合孔414与在如在图13-14中示出的机身蒙皮416中的孔图案420中形成的选定组机身孔418对齐。如上面描述的，机身蒙皮416中的孔图案420允许前后调整机翼组件300相对于机身104的安装位置，作为将飞行器重心维持在飞行器升力中心的预定范围内的一种手段。
方法450的步骤454包括安装多个机械紧固件592通过配合孔414和机身孔418以将机身前配件406和机身后配件412固定到机身104。在图13-图17中示出的示例中，机械紧固件592从机身104的内部朝向机身104的外部延伸，使得内螺纹螺母可以螺纹地接合从机身前配件406和机身后配件412的配合孔414突出的机械紧固件592的螺纹端。在图17中，机械紧固件592的头部可以被固定地耦接到位于机身104的内部上的一对中心螺柱板422。同样地，机械紧固件592的头部可以被固定地耦接到可以被安装在机身104的内部的一对摇摆螺柱板426，以便将机身前配件406耦接到机身蒙皮416。然而，机械紧固件中的一个或更多个的取向可以被反转。
如在图17中示出的，机械紧固件592可以从机身内部被安装，到所述机身内部的入口可以通过移除位于机身104的后端上的推进吊舱110来提供。从每个摇摆螺柱板426突出的机械紧固件592可以穿过摇摆垫428、机身蒙皮416、以及机身前配件406的配合孔414。用于机身后配件412的从中心螺柱板422突出的机械紧固件592可以穿过机身安装滑板424(图17)、机身蒙皮416、以及机身后配件412的配合孔414。用于机身前配件406的从中心螺柱板422突出的机械紧固件592可以穿过机身安装滑板424、摇摆螺柱板426、机身蒙皮416、以及机身前配件406的配合孔414。
方法450的步骤454包括使用上面描述的剪切销孔598和机械紧固件592将机翼前配件404连结到机身前配件406同时将机翼后配件410连结到机身后配件412，如在图13-14中示出的。在这方面，该方法包括将从机翼前配件404突出的横向间隔开的一对剪切销596插入到在机身前配件406中形成的对应的一对剪切销孔598内，同时将从机身后配件412突出的位于中心的剪切销596插入到在机翼后配件410中形成的剪切销孔598内。该方法进一步包括将机身前配件406的机械紧固件592螺纹地接合到在机翼前配件404中形成的螺纹孔594内以将机身前配件406机械地紧固到机翼前配件404，如在图13-15中示出的。
现在参照图19，示出的是图1-2的UAV102的前视图，并且图示了机翼组件300包含均从机翼中心模块328向外延伸并且在翼尖小翼312终止的一对机翼302。机翼组件300具有相对高的展弦比的翼展(例如，大约13英尺)与平均翼弦306(图21–大约9-12英寸)。有利地，机翼302中的每一个包括开槽的襟翼500(图19-图20)，所述襟翼500结合翼尖小翼312和相对大的机翼面积提供了相对高的总起飞重量(例如，大约75磅)以及大约15磅有效负载能力。襟翼500中的每一个通过多个襟翼铰链组件530被可枢转地耦接到机翼302，所述多个襟翼铰链组件530共同限定在机翼下表面318外部的襟翼枢转轴线558(图24)。在本示例中，每个襟翼500在翼展方向上沿着每个机翼302的长度的大约舷内三分之二延伸，所述长度从机翼中心模块328的横向侧到翼尖小翼312的起点测量。
图21是一个机翼302的剖视图，所述机翼302具有机翼上表面316、机翼下表面318、机翼前缘320和机翼后部322。襟翼500被枢转地耦接到机翼后部322，并且具有襟翼上表面502、襟翼下表面504、襟翼前缘506和襟翼后缘508。机翼302和襟翼500共同限定雷诺数不大于150万的翼型剖面304。在所示出的示例中，襟翼弦(未示出-从襟翼前缘506到襟翼后缘508测量)为翼弦306的大约25％(例如，±2％)，当襟翼500处于中立方位516时，所述翼弦从机翼前缘320延伸到襟翼后缘508。
机翼302中的每一个可以包括被安装到机翼后部322的内凹带510。内凹带510具有内凹带上表面512和内凹带下表面514。在所示出的示例中，内凹带上表面512与在机翼后部322的最后点处的机翼上表面316近似齐平。当襟翼500处于如在图21中示出的中立方位516时，内凹带上表面512也与襟翼上表面502近似齐平。凹形带510可以在襟翼上表面502的一部分上向后延伸。凹形带下表面514的轮廓可以与襟翼前缘506互补。凹形带下表面514轮廓被设计使得当襟翼500处于中立方位516时，防止沿着机翼下表面318流动的来流空气在机翼后部322与襟翼前缘506之间向上流动。
在图22中，机翼302以相对于来流气流的流动方向308的迎角310被取向。襟翼500可以具有相对于处于中立方位516的襟翼500的取向的10°向上偏转和30°向下偏转的襟翼偏转行程。然而，襟翼偏转行程可以比10°向上偏转更多或更少和/或比30°向下偏转更多或更少。当襟翼500处于如图所示的向下偏转方位518时，在襟翼前缘506与机翼后部322之间的狭槽520打开。狭槽520允许空气从机翼下表面318向上流过狭槽520，在此之后空气被内凹带510重定向为沿着襟翼上表面502向后。在高迎角310时，空气通过狭槽520并且在襟翼上表面502上面的流动可以减少襟翼上表面502上方的气流分离，相对于不开槽襟翼或没有襟翼的相同机翼302的最大升力系数CLmax，这导致最大升力系数CLmax的增加。
对于图21-图22的翼型剖面304，最大升力系数CLmax可以增加直到襟翼500的预定向下偏转角度524(例如，30°)。在大于30°的向下偏转角度524处，襟翼500在最大升力系数CLmax的极小或可忽略的增加的情况下产生增加的空气动力学阻力，这在UAV102接近实用升限(例如，多达15,000英尺)时允许急剧的下降梯度。通过与相对大的机翼面积(即，低机翼负荷)耦接的狭槽520的气流的组合允许UAV102在诸如使用在图34中示出并在下面描述的飞行器回收系统600的回收期间的空速的降低。UAV回收期间的空速的降低可以对应于必须由回收系统吸收的捕获能量的总量的降低，由此避免对修改被配置为回收更轻重量和/或更慢飞行的UAV的现有回收系统的需要。例如，相对于缺少襟翼的相同UAV的总捕获能量，目前公开的开槽襟翼500可以将总捕获能量减少大约25％。
当每个机翼302的开槽襟翼500处于30°的向下偏转方位518时，翼型剖面304提供大于没有襟翼的相同翼型剖面的最大升力系数CLmax至少30％(例如，多达46％)的最大升力系数CLmax。对于大约500,000的雷诺数和大约马赫0.07的空速，翼型剖面304可以具有在分别对应于0°和11°的迎角310的大约1.5至2.3的范围内的最大升力系数CLmax。机翼302的翼型剖面304具有在弦长的大约10-14％(例如，±2％)的范围内的翼型厚度比，所述弦长可以在大约9-12英寸(例如，±1英寸)的范围内。相对低的飞行速度(例如，30-80节)和相对小的弦长(例如，9-12英寸)指定UAV102在不大于150万的雷诺数流动中操作。机翼组件300被配置为使得200,000的下端设计极限雷诺数发生在海平面之上大约6,000英尺的密度高度处大约35节的失速速度下。对于典型的巡航状况，UAV102的空速在大约3,000英尺的密度高度处为大约44节。在巡航飞行中(例如，襟翼处于中立方位-图22)，雷诺数可以在300,000-400,000的范围内。
参照图23，示出的是UAV102的机翼302的下侧的透视图，示出了将开槽襟翼500耦接到机翼下表面318的多个大致等间隔的襟翼铰链组件530。襟翼铰链组件530中的每一个被配置为下降铰链(drop hinge)，其中襟翼枢转轴线558(图24)位于机翼下表面318下方，并且当襟翼500被向下偏转时，所述下降铰链导致狭槽520(图22)在机翼后部322与襟翼前缘506之间打开。
图24是襟翼铰链组件530的示例的分解视图。襟翼铰链组件530包括铰链托架532和襟翼托架548。铰链托架532被耦接到机翼下表面318，并且襟翼托架548被耦接到襟翼下表面504。在一些示例中，铰链托架532可以借助于如下面描述的至少一个可释放连接器566被可释放地耦接到机翼下表面318。此外，襟翼托架548可以被可释放地耦接到襟翼下表面504。尽管图24-图28将铰链托架532和襟翼托架548两者示为分别被可释放地耦接到机翼下表面318和襟翼下表面504，但是在优选实施例中，铰链托架532或襟翼托架548被可释放地附接。例如，铰链托架532被可释放地耦接到机翼下表面318，并且襟翼托架548被不可释放地耦接到襟翼下表面504，或铰链托架532被不可释放地耦接到机翼下表面318，并且襟翼托架548被可释放地耦接到襟翼下表面504。
在图24中，铰链托架532包括被可选地安装在铰链托架532与机翼下表面318之间的铰链托架垫544和被可选地安装在襟翼托架548与襟翼下表面504之间的襟翼托架垫560。铰链托架垫544可以在襟翼铰链组件530的不同翼展方向位置处提供不同的厚度，襟翼托架垫560也可以如此。铰链托架垫544和襟翼托架垫560的不同厚度允许在每个襟翼铰链组件530位置处使用通用的铰链托架532和通用的襟翼托架548，同时针对支撑每个襟翼500的多个襟翼铰链组件530维持共同的枢转轴线558。
参照图24和图27-图28，每个铰链托架532具有被配置为被耦接到机翼302的铰链托架基座534。当被耦接到机翼302时，铰链托架532从机翼下表面318向后且向下延伸并且在铰链托架枢转端542处终止。襟翼托架548具有被配置为被安装到襟翼500的襟翼托架基座550。襟翼托架548从襟翼下表面504向前且向下延伸并且在襟翼托架枢转端554处终止。襟翼托架枢转端554通过枢转销556被耦接到铰链托架枢转端542，在图24的示例中，所述枢转销556可以通过开口销或其他机构来固定。
简略地参照图25-图26，示出用于使用衬套563将襟翼托架枢转端554可枢转地耦接到铰链托架枢转端542的替代性实施例，所述衬套563被安装在延伸通过襟翼托架枢转端554和铰链托架枢转端542的孔557中。衬套563可以具有内螺纹，以便在衬套563的每个端部上接收帽螺钉464。A垫圈565可以被安装在每个帽螺钉464的头部下方。有利地，在图25-图26中示出的组件提供相对低的轮廓布置，以将襟翼托架枢转端554枢转地耦接到铰链托架枢转端542并且导致减少的空气动力学阻力以便改善UAV102的性能。
在图24和图27-图30中，可释放连接器566(例如，图29-图30)可以将铰链托架基座534耦接到机翼302。如在下面更详细地描述的，可释放连接器566被配置为当襟翼500上的力522(图21)超过预定力极限时从机翼302释放铰链托架532，由此防止否则在铰链托架532被不可释放地附接到机翼302的情况下可能发生的对机翼302的结构损坏。引起铰链托架532从机翼302释放的力522可以沿着向下方向和/或向前方向被施加于襟翼500。力极限可以在各种不同情况中的任一种下被超过。例如，襟翼500上的力极限可以在回收系统的回收绳索606(图34)缠绕机翼302和襟翼500上从而导致襟翼500上的力522沿向下和/向前方向时的再捕获UAV102期间被超过。然而，力极限可以在其他情况期间(诸如UAV102的操纵和/或运输期间)被超过。
在图24和图27-图28中，铰链托架垫544可以被固定地耦接到机翼302。例如，铰链托架垫544可以被粘合地结合到机翼蒙皮314和/或被机械地紧固到机翼蒙皮314和/或内部机翼结构(未示出)。在襟翼铰链组件530的一些示例中，铰链托架垫544可以包括从铰链托架垫544的后端向下延伸的铰链托架垫凹座546。铰链托架垫凹座546可以在铰链托架垫544的前端打开。铰链托架基座534可以包括在铰链托架基座534的后端上的凸耳536。凸耳536可以被配置为以允许凸耳536从铰链托架垫凹座546释放或从铰链托架垫凹座546中滑出的方式被可滑动地插入到铰链托架垫凹座546内。凸耳536可以被设计尺寸并且被配置为沿竖直方向提供无滑动配合(例如，0.001英寸)同时在凸耳536相对于铰链托架垫凹座546的一个或更多个横向侧上提供(例如，0.010英寸的)间隙配合。铰链托架垫凹座546可以被设计尺寸为限制凸耳536在铰链托架基座534内的横向移动。
如在图24和图27-图30中示出的，铰链托架基座534的前端可以通过上面提到的可释放连接器566被耦接到机翼302。襟翼铰链组件530被配置为使得，当襟翼500上的力522(图21)超过预定力极限时，可释放连接器566从机翼下表面318释放铰链托架基座534的前端。可释放连接器566包括主体568、斜圈弹簧574和活塞576，所述主体568被配置为被固定地耦接到机翼302，所述斜圈弹簧574被保持在主体568内，所述活塞576被配置为被固定地耦接到铰链托架532，并且被配置为被插入到主体568内并通过斜圈弹簧574保持在主体568内。在图24、图27-图28和图29中示出的示例中，机械紧固件592(诸如螺钉)可以将铰链托架基座534固定地耦接到活塞576。在图30中示出的优选实施例中，活塞576可以被延伸通过在铰链托架532中形成的沉头孔。活塞576的头部可以包括可以位于铰链托架532中的沉头孔的肩部上的环形唇部。活塞576的其余部分可以穿过铰链托架532和铰链托架垫544中的孔，并且进入主体568以便通过斜圈弹簧574来保持。主体568可以被粘合地结合和/或被机械地耦接到机翼302和/或机翼蒙皮314。在这方面，主体568可以被插入到在机翼下表面318中形成的孔内，使得主体568的下端与机翼下表面318齐平或从机翼下表面318稍微突出。主体568的突出至机翼下表面318下方的部分可以被接收在铰链托架垫544的前端的下侧中形成的开口内。
如在图29-图30中示出的，主体568包括具有环形孔凹槽572的主体孔570。斜圈弹簧574以环形状方式来形成，并且被设计尺寸为被保持在孔凹槽572内。活塞576具有环形活塞凹槽578，所述环形活塞凹槽578被配置为当活塞576被插入到主体孔570内并且环形活塞凹槽578轴向地在与环形孔凹槽572相同的方位处时接收斜圈弹簧574。斜圈弹簧574被设计尺寸并且被配置为将径向向内的(例如，挤压)力施加在活塞凹槽578上，并且由此阻止活塞576离开主体孔570的轴向运动。在这方面，可释放连接器566被配置为将活塞576保持在主体568内，直到襟翼500上的力522(图21)超过预定力极限的时刻。在到达预定力极限后，斜圈弹簧574在活塞576在襟翼500上的力522下从主体孔570中被轴向地推出的影响下从环形活塞凹槽578径向向外地扩展，导致铰链托架532至少部分地释放机翼302或与机翼302完全分离。
参照图27-图28，凸耳536的下侧可以被提供有斜坡表面540，以便在将铰链托架532安装到机翼302期间当凸耳536被插入到铰链托架垫凹座546内时允许铰链托架基座534的向上枢转。此外，当活塞576在襟翼500上的力522下从可释放连接器566的主体568中被轴向地推出时，凸耳536的下侧上的斜坡表面540允许铰链托架基座534的向下枢转。一旦活塞576从主体孔570中出来，凸耳536就能够从铰链托架垫凹座546中滑出，从而允许铰链托架532与机翼302的完全分离。在一些示例中，铰链托架基座534可以包括将铰链托架基座534的后端上的凸耳536与铰链托架基座534的前部部分地分开的横向凹槽538。当襟翼500上的力522超过力极限时，铰链托架基座534可以在横向凹槽538的位置处沿着铰链托架基座534的相对薄的横截面断裂，并且导致凸耳536保持在铰链托架垫凹座546中，同时铰链托架基座534的前部以及铰链托架532与机翼302分离。铰链托架基座534沿着横向凹槽538的断裂可以在可释放连接器566从机翼下表面318释放铰链托架基座534的前端时发生。
仍然参照图27-图28，襟翼铰链组件530可以包括可以诸如通过粘合结合和/或机械紧固被固定地耦接到襟翼下表面504的襟翼托架垫560。襟翼托架垫560可以包括从襟翼托架垫560的前端向下延伸的襟翼托架垫凹座562。襟翼托架垫凹座562可以在襟翼托架垫凹座562的后端上打开。襟翼托架基座550可以被提供有在襟翼托架基座550的前端上的舌状件552。舌状件552可以被设计尺寸并且被配置为可滑动地插入到襟翼托架垫凹座562内。例如，舌状件552可以被设计尺寸为提供与襟翼托架垫凹座562的侧面的间隙配合(例如，最大0.030英寸缝隙)。在这方面，襟翼托架垫凹座562可以被设计尺寸并且被配置为限制襟翼托架基座550的舌状件552(前端)的横向移动。襟翼托架基座550可以被放置为与襟翼托架垫560直接物理接触。襟翼托架基座550的后端可以通过相对小直径的机械紧固件592被固定到襟翼500，所述机械紧固件592延伸通过襟翼托架基座550和襟翼托架垫560并进入襟翼500中的螺纹容器(未示出)。
襟翼铰链组件530可以被配置为使得，当襟翼500上的力522被超过时，襟翼托架548可以断裂，从而防止对襟翼500系统的其他更昂贵部件(例如，襟翼致动器580)的损坏。襟翼铰链组件530可以被配置为使得襟翼托架548中的一个或更多个从襟翼500中的部分或完全释放可以通过或不通过铰链托架532中的一个或更多个从机翼302中的部分或完全释放而发生。
参照图31，示出被配置为在上面提到的襟翼行程极限内致动襟翼500的襟翼致动器580的示例。襟翼致动器580被固定地安装到机翼302。例如，襟翼致动器580可以被配置为可以被安装到机翼302的内部结构(未示出)或机翼蒙皮314的伺服系统。襟翼500可以包括从襟翼500向下延伸的襟翼摇臂582。襟翼致动器580可以通过致动杆584被可操作地耦接到襟翼摇臂582。致动杆584的相对端可以包括分别被耦接到襟翼致动器580和襟翼摇臂582的杆端588。在一些示例中，致动杆584可以被配置为在铰链托架532和/或襟翼托架548中的一个或更多个分别从机翼302或襟翼500释放或分离后禁用。
图32图示了具有一体杆端588和位于致动杆584的几乎中点处的环形切口586的致动杆584的实施例。环形切口586表示致动杆584的局部减小的横截面面积，并且被设计为当襟翼500由于铰链托架532和/或襟翼托架548中的至少一个分别从机翼302或襟翼500的至少部分释放而被移位时不能弯曲。
图33图示了被配置为薄壁中空管590的致动杆584的又一实施例，所述薄壁中空管590被配置为在中空管590的每一端上螺纹地接收独立的杆端588。中空管被配置为当襟翼500由于铰链托架532和/或襟翼托架548中的至少一个分别从机翼302或襟翼500至少部分释放而被移位时不能弯曲。例如，致动杆584的中空管590可以被设计为在除了邻近杆端588之外的位置处不能弯曲。
图34示出了用于回收UAV102的飞行器回收系统600的示例。回收系统600可以包括支撑撑梁604的桅杆602，回收绳索606可以通过滑轮系统从所述撑梁604上悬挂下来。UAV102可以包括被安装在相对的机翼302尖端中的每一个上的绳捕获机构(未示出)。当UAV102飞入回收绳索606时，绳捕获机构中的一个锁在停止UAV102的回收绳索606上。在UAV102的捕获期间，回收绳索606可以缠绕机翼302和襟翼500上，从而导致将力522(图21)施加在襟翼500上。如上面描述的，襟翼铰链组件530被配置为当襟翼500上的力522超过预定力极限时从机翼302释放或分离。襟翼铰链组件530的一个或更多个的释放可以防止在UAV102的捕获期间对机翼302的损坏。
图35是在操作飞行器100(诸如UAV102)的方法650中包括的操作的流程图。方法650的步骤652包括使飞行器100在空中移动。该方法包括当襟翼500处于中立方位516(图21)时通过使用内凹带510来密封狭槽520。如上面描述的，内凹带510被固定地固定到机翼后部322。
方法650的步骤654包括将襟翼500从防止空气在机翼后部322与襟翼前缘506之间流动的中立方位516枢转到向下偏转位置518。如上面提到的，当每个机翼302的襟翼500处于大约30度的向下偏转方位518时，机翼组件300具有比没有襟翼500的机翼组件300的最大升力系数大至少30％的最大升力系数CLmax。
方法650的步骤656包括当襟翼500被枢转到向下偏转方位518内时打开每个机翼302的襟翼前缘506与机翼后部322之间的狭槽520。如在图22中所示，内凹带下表面514被成轮廓使得，在当襟翼500处于向下偏转方位518时的飞行期间，沿着机翼下表面318流动的空气的至少一部分向上流过狭槽520并且被内凹下表面重定向为沿着襟翼上表面502向后。
方法650的步骤658包括由于空气向上流过狭槽520并且沿着襟翼上表面502向后流动而减少了襟翼500上方的流动分离，导致最大升力系数CLmax的增加和UAV102的失速速度的降低。如上面提到的，襟翼500配合相对大的机翼面积工作导致以相对低的空速回收UAV102的能力，相对于回收没有襟翼的相同UAV所需的总捕获能量，这减少了(例如，大约25％)捕获UAV102时回收系统(图34)必须吸收的能量的总量。减少总再捕获能量的能力避免了对可以被配置为回收更轻重量和/或更慢飞行的UAV的现有回收系统进行修改的需要。
如上面提到的，每个襟翼500可以由多个襟翼铰链组件530来支撑，所述多个襟翼铰链组件530使用至少一个襟翼铰链组件530中的可释放连接器566将襟翼500耦接到机翼下表面318。方法650可以包括当襟翼500上的力522(图21)超过力极限时在可释放连接器566处从机翼302释放襟翼铰链组件530中的至少一个。在这样的布置中，该方法可以包括在从机翼302释放一个或更多个襟翼铰链组件530期间将襟翼500与机翼302分离。如上面提到的，可释放连接器566可以在铰链托架532被附接到机翼302的位置处防止对机翼302的结构损坏。从机翼302释放襟翼铰链组件530中的至少一个的步骤可以包括，将可释放连接器566的活塞576(图29-图30)从可释放连接器566的主体568(图29-30)中形成的主体孔570中轴向地移出。
如在图29-图30中示出的，活塞576被耦接到铰链托架基座534，并且主体568被耦接到机翼302。如上面描述的，活塞576具有被配置为接收环形斜圈弹簧574的环形活塞凹槽578，所述环形斜圈弹簧574被保持在主体568中的环形孔凹槽572内。当活塞576被插入到主体孔570内时，斜圈弹簧574将径向向内的力施加在活塞凹槽578上，并且由此阻止活塞576从主体孔570中出来的轴向移动。然而，当襟翼500上的力522超过预定力极限时，随着活塞576从主体孔570中被推出，斜圈弹簧574随着斜圈弹簧574轴向离开活塞凹槽578而径向地扩展，以允许活塞576从主体孔570中完全移出，并且导致铰链托架532从机翼302释放。襟翼铰链组件530的铰链托架532从机翼302的释放可以包括，将铰链托架基座534的凸耳536滑出铰链托架垫凹座546，该铰链托架垫凹座546从铰链托架垫544的后端向下延伸，如在图27-28中示出的。然而，在一些示例中，从机翼302释放铰链托架532可以包括，使在铰链托架基座534中形成的横向凹槽538(图27-图28)至少部分地断裂。如上面描述的，横向凹槽538将铰链托架基座534的后端上的凸耳536与铰链托架基座534的前部部分地分开。
方法650可以可选地包括将襟翼托架548的舌状件552(图25-图26)从襟翼托架垫560中形成的襟翼托架垫凹座562中滑出。如上面描述的，襟翼托架垫凹座562从襟翼托架垫560的前端向下延伸。襟翼托架548的后端可以借助于机械紧固件592被固定到襟翼500，如在图27-图28中示出的。襟翼托架548的尺寸可以被设计为相对小，从而当襟翼500上的力极限被超过时允许襟翼托架548断裂，导致从襟翼500释放襟翼托架548。
方法650可以包括使用襟翼致动器580(图20)来致动襟翼500，所述襟翼致动器580被固定地安装到机翼302并且通过致动杆584被可操作地耦接到从襟翼500向下延伸的襟翼摇臂582。在从机翼302至少部分拆卸襟翼铰链组件530中的至少一个后，方法650可以包括当襟翼500由于铰链托架532中的至少一个和/或襟翼托架548中的至少一个分别与机翼302或襟翼500至少部分分离而移动远离机翼302时使致动杆584弯曲。如上面描述的，致动杆584的弯曲可以防止对襟翼致动器580、机翼302或襟翼500的损坏。
参照图36，示出从UAV102的尾撑梁202向上延伸的垂直尾部226的侧视图，并且图示了被安装到垂直尾部226的轻质、宽带、全向的单极天线700的示例。延伸通过尾撑梁202的同轴电缆760被耦接到天线700的边缘。同轴电缆760可以在天线700与部件(诸如天线共用器、无线电、和/或位于机翼中心模块328、机身104、(一个或多个)垂直尾部226、和/或UAV102中的任何其他位置中的其他部件)之间传输线路信号。天线700具有相对平坦或薄的轮廓(例如，图39)，这便于将天线700安装在各种结构中的任何一个或更多个的内部。例如，尽管被示为被安装在垂直尾部226中，天线700可以替代地或额外地被安装在UAV102上的其他位置中，诸如在翼尖小翼(未示出)中和/或在天线罩(未示出)内。甚至进一步地，目前公开的天线700不被限制用于安装在UAV102中，并可以被安装在包括不同类型的飞行器100的各种交通工具类型中的任一种中。
有利地，不管飞行器的取向如何，全向天线700都能够发射和接收无线电信号。天线700具有在交通工具姿态和取向的宽范围内提供稳定的增益性能并且在各种安装方位和取向中实现天线700的安装的全向模式。此外，天线700能够发射和接收在包括S-带和L-带的宽范围的频率内的无线电信号，由此允许天线700代替多个传统窄带天线。在这方面，天线700可以发射和接收包含分别用于命令和控制UAV102的命令数据和控制数据的无线电信号。此外，天线700可以发射和接收包括由可以被安装到UAV102的成像系统108产生的成像数据的无线电信号。这样的成像系统108可以包括转台安装的红外传感器、电光传感器和/或摄像机。有利地，天线700的构造是环境鲁棒的，并且具有高抗腐蚀性和对来自冲击、振动和其他环境因素的损坏具有高抗性。此外，天线可以使用印制电路板制造和组装工艺被容易地且成本有效地生产。
图37是图36的天线700的透视图。天线700包括介电基体702，所述介电基体702具有第一表面704、相对的第二表面706和基体下边缘708。介电基体702可以具有用于将天线700安装到UAV102的结构的一个或更多个天线安装孔。辐射元件712被形成在第一表面704上，并且被配置为辐射和接收无线电信号。辐射元件712具有从辐射元件下边缘718(图38)延伸到基体下边缘708(图38)的微带馈送元件720。接地平面728(图40)被形成在第二表面706上，并且被配置为反射由辐射元件712发射和接收的无线电信号。边缘安装的连接器740在基体下边缘708被安装到天线700，并且被配置为将同轴电缆760(图36)电连接到接地平面728和微带馈送元件720，如在下面更详细地描述的。
图38示出了天线700的第一表面704，并且图示了辐射元件712的示例。辐射元件712限定了被取向为平行于第一表面704的天线轴线710。微带馈送元件720被取向为平行于天线轴线710，并且从辐射元件下边缘718延伸到基体下边缘708。辐射元件712和微带馈送元件720都是关于天线轴线710对称的，接地平面728也是如此。辐射元件712可以由薄层金属材料形成，并且被配置用于发射和接收至少在L-带和S-带中的无线电信号。
辐射元件712的几何形状由一对四分之一椭圆形部分716和基部部分714组成。该对四分之一椭圆形部分716被对称地形成在天线轴线710的相对侧上，并且从基部部分714向上延伸并通过基部部分714被相互连接。基部部分714部分地通过椭圆形形状的辐射元件下边缘718来限定。微带馈送元件720从辐射元件下边缘718向下延伸到基体下边缘708，如上面提到的。在本公开中，天线700部件的长度、宽度尺寸和相对方位相对于天线轴线710来进行描述，其中长度和宽度尺寸分别平行于且垂直于天线轴线710，并且其中当沿着正交于第一表面704或第二表面706的方向观察天线700时，辐射元件712位于接地平面728上方。
仍然参照图38，辐射元件712的该对四分之一椭圆形部分716可以被间隔开大约5.0-9.0mm的距离d，并且更优选地在6.0-7.5mm之间(例如，大约6.86mm)。四分之一椭圆形部分716中的每一个可以具有大约12-18mm(例如，大约14.7mm)的最小半径R1和大约13-21mm(例如，大约17.0mm)的最大半径R2。基部部分714可以具有大约5.0-8.0mm(例如，大约6.4mm)的基部部分高度D。椭圆形形状的辐射元件下边缘718可以具有大约15-26mm(例如，大约19.5mm)的最小半径r1和大约18-28mm(例如，大约22.6mm)的最大半径r2。微带馈送元件720可以具有大约2.5-4.5mm的宽度Wf，并且更优选地，在3.0-4.0mm之间(例如，3.55mm)。
参照图39，示出天线700的边缘视图，图示了具有由第一表面704和与第一表面704相对的第二表面706限定的大致平面形状的介电基体702。介电基体702由绝缘介电材料形成，诸如印刷电路板材料(诸如玻璃纤维)或其他非导电材料。优选地，介电基体702由具有3.38的介电常数的在商业上被称为“Rogers RO4350B”的碳氢化合物陶瓷层压材料形成。介电基体702优选具有相对小的厚度。例如，介电基体702可以具有小于0.20英寸的厚度，并且更优选地，小于0.10英寸的厚度。例如，介电基体702以0.062英寸(1.575mm)的厚度方式来提供，用于与上面提到的天线700部件的尺寸一起使用。
参照图40，示出的是被形成在第二表面706上的接地平面728。在所示出的示例中，接地平面728具有与基体下边缘708一致的接地平面下边缘730。接地平面728具有接地平面上边缘732，所述接地平面上边缘732具有中心在天线轴线710上的半圆形形状。接地平面728具有平行于天线轴线710的截顶的相对竖直侧。接地平面728可以相对于辐射元件712被定位，使得当沿着垂直(例如，正交)于第二表面706的方向观察天线700时，接地平面上边缘732位于辐射元件下边缘718下方的馈送间隙h处。接地平面上边缘732与辐射元件下边缘718之间的馈送间隙h可以为大约1.0-3.0mm(例如，大约2.0mm)。半圆形接地平面上边缘732可以具有大约35-47mm(例如，大约41mm)的接地平面半径Rg和大约15-25mm(例如，大约18.7mm)的接地平面高度Hg。接地平面上边缘732可以包括被定中心在天线轴线710上的矩形切口734。切口734可以宽于微带馈送元件720的宽度。例如，切口734可以具有大约4-6mm(例如，大约5.3mm)的切口宽度Wn。切口734可以具有大约2.5-4.5mm(例如，大约3.3mm)的切口高度Hn。
在图40中，接地平面728包括分别位于天线轴线710的相对侧上的一对接地平面狭槽736。接地平面狭槽736可以从接地平面下边缘730向上延伸到接地平面上边缘732正下方的位置。当沿着垂直于介电基体702的表面(例如，第一表面704)的方向观察天线700时，接地平面狭槽736中的每一个的内边缘可以位于微带馈送元件720的横向外边缘的外部。接地平面狭槽736的内边缘被接地平面728的中心部分735分开，所述中心部分735具有在大约5.0-7.0mm的范围内并且更优选地大约6.0mm的中心部分宽度Wcp。接地平面狭槽736中的每一个可以具有在0.7-1.5mm之间并且更优选地在0.9-1.2mm之间的范围内(例如，大约1.1mm)的狭槽宽度Ws。接地平面狭槽736中的每一个的上端可以在切口734的底部边缘下方终止。例如，接地平面狭槽736中的每一个的上端可以在切口734的底部边缘下方的大约0.5-3.0mm并且更优选地大约1.0mm的距离处终止。有利地，接地平面狭槽736可以衰减可以在同轴电缆760的外部上流动并且引起天线700的全向辐射模式的失真的不期望的泄漏电流和寄生电流。在这方面，接地平面狭槽736可以最小化同轴电缆760的长度和取向的影响。泄漏电流的衰减可以改善跨过宽范围频率的无线电信号的辐射模式。
参照图41，示出用于将同轴电缆760(图38)耦接到天线700的边缘安装的连接器740的示例。同轴电缆760具有由导电材料形成的中心导体(未示出)，导电材料诸如金属材料(例如，铜或铜包钢)。中心导体由介电绝缘体(未示出-例如，聚乙烯、聚四氟乙烯–PTFE等)环绕。介电绝缘体由外导体(未示出-例如，金属丝编织层、铜管等)环绕，所述外部导体由外绝缘体或护套(未示出-例如，聚氯乙烯–PVC)环绕。如上面提到的，同轴电缆760充当用于在天线700与被安装在机翼中心模块328、机身104中或在UAV102上的任何其他位置中的发射和/或接收部件之间传输线路信号的信号传输线路。
边缘安装的连接器740可以通过诸如粘合剂(例如，环氧树脂)结合被固定到基体下边缘708。当被结合到基体下边缘708时，边缘安装的连接器740的连接器轴线742被取向为平行于天线轴线710。边缘安装的连接器740的下端被配置为(例如，经由螺钉类型的螺纹连接)被电耦接到同轴电缆760的中心导体762和外部导体766。边缘安装的连接器740的上端(例如，经由焊接)被固定地电连接到微带馈送元件720和接地平面728，如下面描述的。边缘安装的连接器740可以是SSMC类型的连接器或超小型版本A(SMA)连接器。
参照图41-44，边缘安装的连接器740包括基板744，所述基板744被取向为垂直于第一表面704和第二表面706，并且被配置为被定位为邻近和/或对接基体下边缘708。此外，边缘安装的连接器740包括中心销748，所述中心销748从由基板744环绕的绝缘插头746向上延伸，并且被取向为平行于天线轴线710。中心销748通过绝缘插头746与基板744电绝缘。中心销748被电连接(例如，焊接)到销垫722，所述销垫722被形成在第一表面704上并且从微带馈送元件720向下延伸。销垫722可以位于在第一表面704上形成的在销垫722的相对侧上的一对插脚垫724之间。插脚垫724与销垫722电隔离。边缘安装的连接器740可以包括从基板744向上延伸(例如，被取向为垂直于基板744)的多个安装插脚750。安装插脚750可以与基板744一体，并且可以被取向为平行于中心销748。在所示出的示例中，边缘安装的连接器740包括被配置为被电耦接到(例如，被焊接到)第一表面704上的该对插脚垫724的一对安装插脚750。
如在图43中示出的，边缘安装的连接器740可以包括从基板744向上延伸并且被取向为垂直于基板744的安装板752。安装板752可以与基板744一体，并且可以被取向为平行于中心销748。安装板752可以被电耦接(例如，焊接)到接地平面728的位于第二表面706上的接地平面狭槽736(图42)之间的部分。中心销748、安装插脚750和安装板752可以在近似相同的高度处(例如，在彼此的0.5mm内)终止。在第一表面704上，销垫722可以在边缘安装的连接器740的中心销748与微带馈送元件720之间传递线路信号。
参照图41-图44，插脚垫724均可以具有在0.7-1.5mm之间并且更优选地1.0-1.5mm之间的范围内(例如，大约1.2mm)的宽度(垂直于微带馈送元件720的纵长方向测量)，以与安装插脚750的尺寸相兼容。插脚垫724可以被间隔为与安装插脚750之间的间距互补。每个插脚垫724具有从基体下边缘708向上至少延伸到安装插脚750的高度的高度。插脚垫724被形成为使得间隙存在于每个插脚垫724的上边缘与微带馈送元件720的下部之间。每个插脚垫724的高度可以在2.0-4.0mm之间并且更优选地2.5-3.5mm之间的范围内(例如，大约3.0mm)。销垫722可以具有至少与边缘安装的连接器740的中心销748一样宽的宽度。在一实施例中，销垫722可以具有在0.7-1.5mm之间并且更优选地1.0-1.5mm之间(例如，大约1.3mm)的范围内的宽度。销垫722可以具有从基体下边缘708向上至少延伸到中心销748的高度的高度。销垫722被电连接到微带馈送元件720的下部或与微带馈送元件720的下部一体。销垫722的高度可以在2.5-4.0mm之间并且更优选地2.9-3.5mm之间的范围内(例如，大约3.2mm)。
参照图44，微带馈送元件720包括分别从微带馈送元件720的相对侧横向向外突出的一对突出部726。突出部726在第一表面704上被形成为微带馈送元件720的一部分。当沿着垂直于第二表面706的方向观察天线700时，突出部726位于安装插脚750正上方并且与安装插脚750对齐和电绝缘。突出部726在形状上均是矩形的，并且具有1.5-2.5mm的高度和0.5-1.5mm的宽度。更优选地，突出部726均具有大约2.0mm的高度和大约1.0mm的宽度。每个突出部726的下边缘可以位于基板744正上方。更具体地，每个突出部726的下边缘可以位于相应的插脚垫724上方小于1.0mm并且更优选地小于0.5mm但不接触相应的插脚垫724。有利地，突出部726改善针对天线700的宽带阻抗匹配。
在图37-图44中，辐射元件712、微带馈送元件720(包括中心销748和突出部726)、插脚垫724和接地平面728可以由被形成在第一表面704和第二表面706上的导电材料(诸如金属层(例如，铜包或箔))形成。这样的导电材料可以在适当情况下被蚀刻、印刷、沉积、结合或否则形成在第一表面704和第二表面706上。
参照图45，示出针对具有突出部726的本公开的天线700和针对没有突出部726的相同天线700的被表示为S-参数与频率的返回损失曲线图。如上面提到的，天线700被配置为辐射和接收在大约1.3-6GHz的范围内的无线电信号。更优选地，天线700被配置为辐射和接收在大约1.35-1.85GHz的范围内和在大约2.2-2.5GHz的范围内的无线电信号，目的是在5GHz并且多达6GHz之外操作。有利地，突出部726减少了宽频率范围内的返回损失。例如，如在图45的曲线中示出的，具有突出部726的天线700在中频带(例如，2.7-3.4GHz和3.9-4.4GHz)下和相对高的频率(例如，从4.7GHz到至少6GHz)下具有小于-12dB的返回损失。相比之下，针对相同天线构造但是没有突出部的返回损失(例如，S-参数)与频率的曲线示出了，对于上面提到的中频带，阻抗匹配是-11dB，并且对于5GHz和更大的频率，阻抗匹配是-10至-8dB。
图46是在使用如在图37-44中示出的那样配置的天线700辐射和接收无线电信号的方法800中包括的操作的流程图。该方法的步骤802包括经过被耦接到天线700的同轴电缆760传输线路信号。如上面描述的，天线700包括介电基体702、被形成在介电基体702的第一表面704上的辐射元件712、以及被形成在介电基体702的第二表面706上的接地平面728。此外，天线700包括被安装在基体下边缘708处并且被电连接到同轴电缆760的边缘安装的连接器740。如上面提到的，边缘安装的连接器740包括被电耦接到销垫722的中心销748，所述销垫722从微带馈送元件720向下延伸。此外，边缘安装的连接器740包括如在图43中示出的被电耦接到接地平面728的多个安装插脚750。微带馈送元件720包括分别从微带馈送元件720的相对侧横向向外突出的一对突出部726。如上面描述的，辐射元件712包括被对称地形成在天线轴线710的相对侧上并且从基部部分714向上延伸并通过基部部分714被相互连接的一对四分之一椭圆形部分716。基部部分714由椭圆形形状的辐射元件下边缘718部分地限定。微带馈送元件720从辐射元件下边缘718向下延伸到基体下边缘708。接地平面728具有分别位于天线轴线710的相对侧上的一对接地平面狭槽736。接地平面狭槽736的内边缘被接地平面728的中心部分735分开。
方法800的步骤804包括使用辐射元件712辐射和接收与经过同轴电缆760传输的线路信号相关联的无线电信号。边缘安装的连接器740向微带馈送元件720传输线路信号并且从微带馈送元件720接收线路信号。有利地，辐射元件712产生在宽范围频率内的全向模式。例如，该方法包括辐射和接收在大约1.3-6GHz的范围内并且更优选地在大约1.35-1.85GHz和大约2.2-2.5GHz的范围内的无线电信号，具有在5GHz并且多达6GHz之外操作的能力。
方法800的步骤806包括使用接地平面728来反射无线电信号。如上面描述的，接地平面728具有与基体下边缘708一致的接地平面下边缘730，并且具有半圆形接地平面上边缘732。接地平面728具有被取向为平行于天线轴线710的截顶的相对侧。辐射元件712被配置为使得，当沿着垂直于第一表面704的方向观察天线700时，接地平面上边缘732位于辐射元件下边缘718下方的馈送间隙h距离处。接地平面上边缘732包括如上面描述的矩形切口734。切口734被定中心在天线轴线710上。有利地，该方法包括使用被并入到接地平面上边缘732内的矩形切口734来改善天线700的阻抗带宽。
方法800的步骤808包括使用接地平面狭槽736来抑制当使用辐射元件712辐射和接收无线电信号时同轴电缆760的寄生电流(未示出)流动。更具体地，该方法包括使用天线轴线710的相对侧上的被并入到接地平面728内的该对接地平面狭槽736来抑制寄生电流或衰减在同轴电缆760的外表面上面流动的泄漏电流。如上面描述的，接地平面狭槽736均从接地平面下边缘730向上延伸到接地平面上边缘732下方的位置。接地平面狭槽736中的每一个的内边缘位于微带馈送元件720的外边缘的外部。通过接地平面狭槽736衰减寄生电流或泄漏电流有利地改善了跨过宽范围频率的辐射模式。
尽管上面描述的天线700被设计尺寸并且被配置用于辐射和接收在大约1.3-6GHz的频带中的无线电信号，但是上面列出的天线700部件的物理尺寸可以被缩小给定倍数，作为改变天线700的谐振频率的一种手段。例如，通过将辐射元件712、微带馈送元件720、接地平面728和介电基体702的物理尺寸(例如，厚度)相等地缩小1/2，天线700的谐振频率可以被增加2倍。
已经从前述说明书和相关附图所示的教导中受益的本公开所属领域的技术人员将想到关于本公开的很多修改和其他配置。在此描述的配置旨在是图示性的并且不意味着是限制性的或详尽的。虽然在此利用了具体的术语，但是它们仅以概括性和描述性意义被使用并且不是为了限制的目的。

Claims (20)

1.一种飞行器，包含：
机身；
机翼组件，所述机翼组件可耦接到所述机身；
尾翼，所述尾翼包括被配置为被可移除地耦接到所述机翼组件的一对尾撑梁；
所述机翼组件包括位于所述机身的横向相对侧上的一对撑梁接口，每个撑梁接口突出至机翼上表面上方；以及
每个尾撑梁具有被配置为使用可外部进入的机械紧固件被机械地附接到所述撑梁接口中的一个的撑梁前端。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
每个撑梁接口包括至少一个撑梁附接配件，所述至少一个撑梁附接配件从所述机翼组件的机翼上表面突出并且具有剪切销孔；以及
每个撑梁前端包括具有剪切销的至少一个撑梁支撑件，所述剪切销被设计尺寸为并且被配置为以防止所述撑梁前端沿着垂直于撑梁轴线的方向移动的方式接合所述剪切销孔。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其中：
所述至少一个撑梁附接配件包含撑梁前附接配件和撑梁后附接配件；
所述撑梁后附接配件具有螺纹孔；
所述至少一个撑梁支撑件包含撑梁前支撑件和撑梁后支撑件；以及
所述撑梁后支撑件包括孔，所述孔允许所述可外部进入的机械紧固件穿过并接合所述撑梁后附接配件的所述螺纹孔以将所述撑梁后支撑件刚性固定到所述撑梁后附接配件。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其中：
当从自顶向下方向进行观察时，所述撑梁后附接配件具有楔形横截面；以及
所述撑梁后支撑件具有限定楔形腔的一对凸缘，所述楔形腔被配置为当所述可外部进入的机械紧固件被接合到所述螺纹孔时与所述凸缘的内表面直接物理接触。
5.根据权利要求2所述的飞行器，其中：
所述机翼组件包括一对机翼肋；以及
所述尾撑梁中的每一个的所述撑梁附接配件被机械地紧固到所述机翼肋中的一个。
6.根据权利要求1所述的飞行器，其中：
每个尾撑梁具有撑梁后端，所述撑梁后端具有从所述尾撑梁向上延伸的垂直尾部；以及
所述尾翼包括水平尾部，所述水平尾部在所述一对尾撑梁的所述垂直尾部之间延伸并且被可移除地耦接到所述一对尾撑梁的所述垂直尾部。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中
所述机翼组件包括机翼中心模块和一对机翼；
所述机翼中心模块被配置为被可移除地耦接到所述机身；以及
每个机翼被配置为通过将从所述机翼突出的接合翼梁插入到被并入到机翼中心模块的横向舷外侧上的机翼肋内的接合翼梁凹座内以在机翼-机身接口处可移除地耦接到所述机翼中心模块。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其中：
所述机身包括用于容纳有效负载的多个有效负载舱，所述有效负载舱位于所述机翼中心模块的前面和/或后面；以及
所述机翼-机身接口被配置用于调整所述机翼相对于所述机身的前后位置，以将重心维持在升力中心的预定范围内。
9.根据权利要求1所述的飞行器，进一步包括：
襟翼，所述襟翼以如下方式被可操作地耦接到所述机翼组件的每个机翼：使得当所述襟翼处于中立方位时，防止空气在所述机翼与襟翼前缘之间流动，并且当所述襟翼处于向下偏转方位时，在所述襟翼前缘与所述机翼之间的狭槽打开，所述狭槽被配置为允许空气从机翼下表面向上流过所述狭槽并且沿着襟翼上表面向后流动。
10.根据权利要求1所述的飞行器，进一步包括：
被安装在所述机身的后端上的推进单元。
11.一种无人机，包含：
机身；
机翼组件，所述机翼组件可耦接到所述机身；
尾翼，所述尾翼包括被配置为被可移除地耦接到所述机翼组件的一对尾撑梁；
所述机翼组件包括位于所述机身的横向相对侧上的一对撑梁接口，每个撑梁接口突出至机翼上表面上方；以及
每个尾撑梁具有被配置为使用可外部进入的机械紧固件被机械地附接到所述撑梁接口中的一个的撑梁前端。
12.一种提高飞行器效率的方法，包含：
通过对尾撑梁中的每一个执行以下操作来将尾翼的一对尾撑梁附接到被安装到机身的机翼组件：
将尾撑梁的撑梁前端定位抵靠在所述机翼组件的撑梁接口上，所述撑梁接口突出至机翼上表面上方；以及
安装至少一个可外部进入的机械紧固件通过所述撑梁前端并进入所述撑梁接口中的螺纹孔。
13.根据权利要求12所述的方法，其中将所述撑梁前端定位在所述撑梁接口上的步骤包含：
将从所述撑梁前端的撑梁支撑件突出的剪切销插入到被形成在所述撑梁接口的撑梁附接配件中的剪切销孔内。
14.根据权利要求13所述的方法，其中将所述撑梁支撑件的所述剪切销插入到所述撑梁附接配件的所述剪切销孔内的步骤包含：
将从所述撑梁前端的撑梁前支撑件向前突出的剪切销插入到被形成在所述撑梁接口的撑梁前附接配件中的剪切销孔内，同时将从所述撑梁接口的撑梁后附接配件突出的剪切销插入到被形成在所述撑梁前端的撑梁后支撑件中的剪切销孔内。
15.根据权利要求14所述的方法，进一步包含：
将所述撑梁后附接配件的楔形横截面接合成与以V形方式被布置在所述撑梁后支撑件上的一对凸缘的内表面直接物理接触。
16.根据权利要求12所述的方法，其中：
所述机翼组件包括一对机翼肋；以及
所述尾撑梁中的每一个具有被机械地紧固到所述机翼肋中的一个的撑梁附接件。
17.根据权利要求12所述的方法，其中所述一对尾撑梁包括左撑梁和右撑梁，所述方法进一步包括：
使用一个或更多个机械紧固件将水平尾部的横向相对侧分别耦接到所述左撑梁和所述右撑梁的一对垂直尾部。
18.根据权利要求12所述的方法，进一步包括：
将机翼耦接到所述机翼组件的机翼中心模块的左侧和右侧中的每一个。
19.根据权利要求12所述的方法，其中：
所述飞行器是无人空中交通工具。
20.根据权利要求12所述的方法，其中：
所述飞行器包括被安装在所述机身的后端上的推进单元。
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