CN110963018A - 一种面向构型与任务系统的模块化无人直升机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种面向构型与任务系统的模块化无人直升机，包括：机身中段组件；机身前段组件，机身前段组件包括多个机身前段，机身中段组件可选择地与多个机身前段中的一个可拆卸相连；机身后段组件，机身后段组件包括多个机身后段，机身中段组件可选择地与多个机身后段中的一个可拆卸相连；挂载组件，挂载组件包括多个任务载荷和推进螺旋桨，机身中段组件可选择地与多个任务载荷和推进螺旋桨中的一个可拆卸相连。本发明的无人直升机，在制造和工艺装配阶段实现模块化装配，在满足客户需求同时可以实现快速更换无人直升机构型，在后期使用和任务规划阶段，可以实现载荷系统的快速更换，避免拆卸整机结构。

Description

一种面向构型与任务系统的模块化无人直升机
技术领域
本发明涉及无人直升机技术领域，尤其是涉及一种面向构型与任务系统的模块化无人直升机。
背景技术
今年来，随着世界航空水平的不断发展，直升机的设计水平也在提升，各种构型新颖、功能各异的直升机也相继产生。为了减少重复性设计工作，优化平台性能，简化任务系统更换方法和缩短工时，CN105882988A提出无人机载荷快速安装、拆卸方法，CN103274046A提出一种面向任务载荷的模块化无人直升机设计方法，将直升机分为飞行模块和任务载荷模块，CN204021256U提出了任务载荷系统的模块化设计方法，优化了任务载荷系统的更换方式。但是以上的设计思路均是针对单旋翼带尾桨构型或者共轴以及多旋翼等单一构型，均无法实现快速更换无人直升机的构型。
发明内容
本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种面向构型与任务系统的模块化无人直升机，所述面向构型与任务系统的模块化无人直升机在制造和工艺装配阶段实现模块化装配，在满足客户需求同时可以实现快速更换无人直升机构型，在后期使用和任务规划阶段，可以实现载荷系统的快速更换，避免拆卸整机结构。
根据本发明实施例的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，包括：机身中段组件，所述机身中段组件包括机壳、设于所述机壳内的发动机以及设于所述机壳顶部的旋翼；机身前段组件，所述机身前段组件包括多个用于对所述发动机进行散热的机身前段，多个所述机身前段的散热功率互不相同，所述机身中段组件可选择地与多个所述机身前段中的一个可拆卸相连，所述机身前段位于所述机身中段组件的前端；机身后段组件，所述机身后段组件包括多个用于控制所述直升机航向的机身后段，多个所述机身后段的航向控制方式互不相同，所述机身中段组件可选择地与多个所述机身后段中的一个可拆卸相连，所述机身后段位于所述机身中段组件的后端；挂载组件，所述挂载组件包括多个任务载荷和推进螺旋桨，所述机身中段组件可选择地与多个所述任务载荷和所述推进螺旋桨中的一个可拆卸相连，所述挂载组件位于所述机身中段组件的左右两侧。
根据本发明实施例的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，在制造和工艺装配阶段实现模块化装配，在满足客户需求同时可以实现快速更换无人直升机构型，在后期使用和任务规划阶段，可以实现载荷系统的快速更换，避免拆卸整机结构。
另外，根据本发明实施例的面向构型与任务系统的模块化无人直升机还可以具有如下附加技术特征：
根据本发明的一个实施例，所述机身后段包括尾桨组件、单垂尾组件或双垂尾组件，其中：所述尾桨组件包括尾梁和尾桨，所述尾梁的前端适于与所述机身中段组件可拆卸相连，所述尾梁的后端连接所述尾桨；所述单垂尾组件包括尾梁和单垂尾，所述尾梁的前端适于与所述机身中段组件可拆卸相连，所述尾梁的后端连接所述单垂尾；所述双垂尾组件包括尾梁和双垂尾，所述尾梁的前端适于与所述机身中段组件可拆卸相连，所述尾梁的后端连接所述双垂尾。
根据本发明的一个实施例，所述任务载荷包括导弹、扩音器或灭火弹。
根据本发明的一个实施例，所述面向构型与任务系统的模块化无人直升机还包括油箱组件，所述油箱组件包括多个油箱，多个所述油箱的容积互不相同，所述发动机可选择地与多个所述油箱中的一个相连。
根据本发明的一个实施例，所述油箱可拆卸地连接在所述机壳的顶部。
根据本发明的一个实施例，所述油箱包括两个子油箱，两个所述子油箱分别设于所述旋翼的旋翼轴的两侧。
根据本发明的一个实施例，所述机壳包括上机壳和设于所述上机壳下方的下机壳，所述上机壳与所述下机壳可拆卸相连，所述发动机设于所述下机壳内，所述旋翼设于所述上机壳的顶部。
根据本发明的一个实施例，所述机身前段与所述下机壳可拆卸相连。
根据本发明的一个实施例，所述机身前段与所述上机壳可拆卸相连。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1是根据本发明实施例的无人直升机的机身前段组件示意图；
图2是根据本发明实施例的无人直升机的机身后段组件示意图；
图3是根据本发明实施例的无人直升机的挂载组件示意图；
图4是根据本发明实施例的无人直升机的油箱组件示意图；
图5是根据本发明实施例的无人直升机的示意图，其中机身中段组件与尾桨组件相连；
图6是根据本发明实施例的无人直升机的示意图，其中机身中段组件与双垂尾组件相连；
图7是根据本发明实施例的无人直升机的示意图，其中机身中段组件与尾桨组件相连、推进螺旋桨相连。
附图标记：
无人直升机100；
机身中段组件1；机壳11；上机壳111；下机壳112；旋翼12；
机身前段组件2；机身前段21；
机身后段组件3；机身后段31；尾桨组件311；双垂尾组件312；尾梁301；尾桨302；双垂尾303；
挂载组件4；任务载荷41；推进螺旋桨42；
油箱组件5；油箱51；子油箱511。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其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。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
下面参考图1-图7描述根据本发明实施例的面向构型与任务系统的模块化无人直升机100。
参考图1-图7所示，根据本发明实施例的面向构型与任务系统的模块化无人直升机100包括：机身中段组件1、机身前段组件2、机身后段组件3和挂载组件4。
机身中段组件1包括机壳11、设于机壳11内的发动机以及设于机壳11顶部的旋翼12，机身前段组件2包括多个用于对发动机进行散热的机身前段21，多个机身前段21的散热功率互不相同，机身中段组件1可选择地与多个机身前段21中的一个可拆卸相连，机身前段21位于机身中段组件1的前端。这里，“多个”的含义是两个或两个以上，例如图1中所示，机身前段组件2包括两个机身前段21。
可以理解地，在无人直升机100的运行工况不同时，发动机的功率将会不用，这样发动机在工作时的发热程度也将会不同，通过使机身前段组件2包括多个用于对发动机进行散热的机身前段21，多个机身前段21的散热功率互不相同，这样可以根据无人直升机100的运行工况来选择与之匹配的机身前段21，例如当发动机的功率较大时，机身中段组件1可以与散热功率较大的机身前段21相连，使用散热功率较大的机身前段21对发动机进行散热；当发动机的功率较小时，机身中段组件1可以与散热功率较小的机身前段21相连，使用散热功率较小的机身前段21对发动机进行散热。可选地，机身中段组件1上可以设置与多个机身前段21均适配的通用接口，多个机身前段21中任意一个均可以通过该通用接口连接到机身中段组件1的前端。
机身后段组件3包括多个用于控制直升机航向的机身后段31，多个机身后段31的航向控制方式互不相同，机身中段组件1可选择地与多个机身后段31中的一个可拆卸相连，机身后段31位于机身中段组件1的后端。通过机身中段组件1可选择地与多个机身后段31中的一个可拆卸相连，从而可以快速更换无人直升机100构型。可选地，机身中段组件1上可以设置与多个机身后段31均适配的通用接口，多个机身后段31中任意一个均可以通过该通用接口连接到机身中段组件1的后端。这里，“多个”的含义是两个或两个以上，例如图2中所示，机身后段组件3包括两个机身后段31。
挂载组件4包括多个任务载荷41和推进螺旋桨42，机身中段组件1可选择地与多个任务载荷41和推进螺旋桨42中的一个可拆卸相连，挂载组件4位于机身中段组件1的左右两侧。通过机身中段组件1可选择地与多个任务载荷41和推进螺旋桨42中的一个可拆卸相连，不仅可以快速更换无人直升机100构型(如图7中所示)，还可以实现载荷系统的快速更换。可选地，机身中段组件1上可以设置与多个任务载荷41和推进螺旋桨42均适配的通用接口，多个任务载荷41和推进螺旋桨42中任意一个均可以通过该通用接口连接到机身中段组件1的左右两侧。这里，“多个”的含义是两个或两个以上，例如图3中所示，挂载组件4包括四个任务载荷41。
根据本发明实施例的面向构型与任务系统的模块化无人直升机100，在制造和工艺装配阶段实现模块化装配，在满足客户需求同时可以实现快速更换无人直升机100构型，在后期使用和任务规划阶段，可以实现载荷系统的快速更换，避免拆卸整机结构。
在本发明的一个实施例中，机身后段31包括尾桨组件311、单垂尾组件或双垂尾组件312，其中：尾桨组件311包括尾梁301和尾桨302，尾梁301的前端适于与机身中段组件1可拆卸相连，尾梁301的后端连接尾桨302；单垂尾组件包括尾梁301和单垂尾，尾梁301的前端适于与机身中段组件1可拆卸相连，尾梁301的后端连接单垂尾；双垂尾组件312包括尾梁301和双垂尾303，尾梁301的前端适于与机身中段组件1可拆卸相连，尾梁301的后端连接双垂尾303。
其中，机身后段组件3可以仅包括尾桨组件311、单垂尾组件或双垂尾组件312中的任意两个，例如机身后段组件3仅包括尾桨组件311和单垂尾组件，或者机身后段组件3仅包括单垂尾组件和双垂尾组件312，或者机身后段组件3仅包括尾桨组件311和双垂尾组件312(如图2中所示)；当然，机身后段组件3还可以包括尾桨组件311、单垂尾组件或双垂尾组件312。通过机身中段组件1可选择地与多个机身后段31中的一个可拆卸相连(如图5和图6中所示)，从而可以快速更换无人直升机100构型。
在本发明的一个实施例中，任务载荷41包括导弹、扩音器或灭火弹。
在本发明的一个实施例中，无人直升机100还包括油箱组件5，油箱组件5包括多个油箱51，多个油箱51的容积互不相同，发动机可选择地与多个油箱51中的一个相连。这里，“多个”的含义是两个或两个以上，例如图4中所示，油箱组件5包括两个油箱51。可以理解地，当无人直升机100的飞行行程和时间不同时，无人直升机100所需耗油量也将不同，通过使油箱组件5包括多个油箱51，多个油箱51的容积互不相同，可以根据无人直升机100的运行工况来选择合适的油箱51与发动机相连，有利于整机燃油经济性。
在本发明的一个实施例中，如图5-图7中所示，油箱51可拆卸地连接在机壳11的顶部。相比其他油箱51位于机身前段21和机身后段31的设计方案，随着燃油的消耗，油箱51的重心变化对于机体的影响更小，机体的展向重心接近于不变，更有利于飞行控制。进一步地，如图4-图7中所示，油箱51包括两个子油箱511，两个子油箱511分别设于旋翼12的旋翼轴的两侧，这样可以进一步减小油箱51的重心变化对于机体的影响。
在本发明的一个实施例中，如图5-图7中所示，机壳11包括上机壳111和设于上机壳111下方的下机壳112，上机壳111与下机壳112可拆卸相连，发动机设于下机壳112内，旋翼12设于上机壳111的顶部。通过使机壳11包括可拆卸相连的上机壳111和下机壳112，在进行动力系统保养时，可以单独将下机壳112部分由整机上拆卸下来，便于维护。
可选地，机身前段21与下机壳112可拆卸相连，机身前段21与下机壳112连接成一体，这样在进行动力系统保养时，可以将机身前段21、下机壳112部分整体由整机上拆卸下来，此时不用将机身前段21和发动机之间的连接拆除，维修更加方便。
进一步地，机身前段21与上机壳111可拆卸相连。即机身前段21不仅与下机壳112可拆卸相连，同时还与上机壳111可拆卸相连，这样可以提升机身前段21与机身中段组件1之间的连接强度。
需要说明的是，在本申请中，对“可拆卸连接”的具体连接方式不作限定，例如可以为卡扣连接、或螺纹连接等。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“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的限制。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中的描述中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (9)

1.一种面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，包括：
机身中段组件，所述机身中段组件包括机壳、设于所述机壳内的发动机以及设于所述机壳顶部的旋翼；
机身前段组件，所述机身前段组件包括多个用于对所述发动机进行散热的机身前段，多个所述机身前段的散热功率互不相同，所述机身中段组件可选择地与多个所述机身前段中的一个可拆卸相连，所述机身前段位于所述机身中段组件的前端；
机身后段组件，所述机身后段组件包括多个用于控制所述直升机航向的机身后段，多个所述机身后段的航向控制方式互不相同，所述机身中段组件可选择地与多个所述机身后段中的一个可拆卸相连，所述机身后段位于所述机身中段组件的后端；
挂载组件，所述挂载组件包括多个任务载荷和推进螺旋桨，所述机身中段组件可选择地与多个所述任务载荷和所述推进螺旋桨中的一个可拆卸相连，所述挂载组件位于所述机身中段组件的左右两侧。
2.根据权利要求1所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，机身后段包括尾桨组件、单垂尾组件或双垂尾组件，其中：
所述尾桨组件包括尾梁和尾桨，所述尾梁的前端适于与所述机身中段组件可拆卸相连，所述尾梁的后端连接所述尾桨；
所述单垂尾组件包括尾梁和单垂尾，所述尾梁的前端适于与所述机身中段组件可拆卸相连，所述尾梁的后端连接所述单垂尾；
所述双垂尾组件包括尾梁和双垂尾，所述尾梁的前端适于与所述机身中段组件可拆卸相连，所述尾梁的后端连接所述双垂尾。
3.根据权利要求1所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，所述任务载荷包括导弹、扩音器或灭火弹。
4.根据权利要求1所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，还包括油箱组件，所述油箱组件包括多个油箱，多个所述油箱的容积互不相同，所述发动机可选择地与多个所述油箱中的一个相连。
5.根据权利要求4所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，所述油箱可拆卸地连接在所述机壳的顶部。
6.根据权利要求5所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，所述油箱包括两个子油箱，两个所述子油箱分别设于所述旋翼的旋翼轴的两侧。
7.根据权利要求1所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，所述机壳包括上机壳和设于所述上机壳下方的下机壳，所述上机壳与所述下机壳可拆卸相连，所述发动机设于所述下机壳内，所述旋翼设于所述上机壳的顶部。
8.根据权利要求7所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，所述机身前段与所述下机壳可拆卸相连。
9.根据权利要求8所述的面向构型与任务系统的模块化无人直升机，其特征在于，所述机身前段与所述上机壳可拆卸相连。
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WO2022038379A1 (en) * 2020-08-21 2022-02-24 Hill Group Technologies Limited Mass distribution method and apparatus
CN114954935A (zh) * 2022-05-31 2022-08-30 观典防务技术股份有限公司 飞行平台、固定翼无人机和旋翼无人机

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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