CN112977797B - 一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，包括螺旋桨、电机、电机座、机翼、侦察云台、前机身、后机身、V型尾翼、投放机构和用于连接所述前机身与所述后机身的前机身‑后机身连接机构、用于连接所述机翼与所述前机身的机翼‑前机身连接机构、用于连接所述V型尾翼与所述后机身的尾翼‑后机身连接机构，所述电机前接所述螺旋桨，后接所述电机座，所述机翼有两副，通过所述机翼‑前机身连接机构对称设置在所述前机身两侧，所述侦察云台设置在所述前机身前端，位于所述电机座后方。本发明提供了一种高强度、低质量、可拆卸、易组装、完成任务迅速、打击快速精确的察打一体固定翼无人机，可快速填补军用与民用无人机市场。

Description

一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机

技术领域

本发明涉及无人机领域，特别是涉及一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机。

背景技术

察打一体无人机是在侦察无人机的基础上开发而来的，同时具有侦察与打击的能力。它具有滞空时间长，攻击节奏快，打击范围广等优势，并且可以适应信息战，适合装备快速反应部队。在未来的多维战争中，军用无人机的使用将会非常广泛，用无人机代替有人机执行高风险作战任务，是国际航空领域未来发展主流之一。同时，当前民用无人机市场也越来越大，如：基于军用察打一体无人机开发的警用察打一体无人机，边防海关使用的巡逻无人机，农林部门使用的长航时监测无人机等。然而，现有的察打无人机往往有体型质量巨大、配套设备繁杂、制作成本高昂等问题。

针对上述问题，中国专利(专利申请号201420040752.6)公开了一种可变展弦比察打一体无人机，该方案机翼外段翼与机翼中段翼通过连接机构相连接，可通过抛掉外段翼实现展弦比可变，适应不同作战任务。

另一件中国专利(专利申请号201711223016.9)公开了一种轻型可折叠察打一体无人机，该方案提供了一种可快速折叠展开，成本低廉，结构简单易修复，具有优异的机动性并可携带一定投放载荷的察打一体无人机，可用于实施军事侦察行动，执行快速精确打击任务，亦可应于民用科研领域，如大气探测，地表测绘等。

以上两个方案均提出了对无人机体型的改进，能够适应不同工作任务下的侦察与打击，并且可以实现一定程度上的折叠，但全机重量仍较大，可折叠率仍较低，结构复杂，制造困难，且均采用木制机翼，强度无法保证复杂的飞行环境与突发状况。

发明内容

本发明的目的就在于为了解决上述问题而提供一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机。

本发明通过以下技术方案来实现上述目的：

一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，包括螺旋桨、电机、电机座、机翼、侦察云台、前机身、后机身、V型尾翼、投放机构和用于连接所述前机身与所述后机身的前机身-后机身连接机构、用于连接所述机翼与所述前机身的机翼-前机身连接机构、用于连接所述V型尾翼与所述后机身的尾翼-后机身连接机构，所述电机前接所述螺旋桨，后接所述电机座，所述机翼有两副，通过所述机翼-前机身连接机构对称设置在所述前机身两侧，所述侦察云台设置在所述前机身前端，位于所述电机座后方，所述前机身前端与所述电机座连接，左右通过所述机翼-前机身连接机构连接所述机翼，所述前机身下方连接所述投放机构，所述前机身后端通过所述前机身-后机身连接机构与所述后机身连接，所述后机身后端通过所述尾翼-后机身连接机构与所述V型尾翼连接，所述V型尾翼有两副，且对称设置在所述后机身后端两侧。

进一步设置：所述机翼采用NACA 6409翼型，翼面积为4180mm²，翼展为1900mm，根梢比为1.47，展弦比为8.1，无上反，无扭转，无翼尖小翼，所述机翼包括襟翼与副翼，所述侦察云台包括摄像头、飞行控制系统、电池、图像回传系统，所述摄像头设置在所述前机身前侧，所述摄像头下方设置有所述电池，所述摄像头后侧设置有所述飞行控制系统，实现NACA6409翼型气动阻力小，产生升力大，获得较高的升阻特性，襟翼增大机翼弯度提高升力，副翼改变飞行方向。

进一步设置：所述机翼-前机身连接机构有两组，对称设置在所述前机身两侧，所述机翼-前机身连接机构包括前梁、主梁限位块、主梁、后梁、主梁连接孔、前梁连接碳管、后梁连接碳管，所述主梁连接孔直径为10mm，所述机翼与所述前机身连接时，按下所述主梁限位块，所述主梁穿过所述主梁连接孔，释放后所述主梁限位块回弹，限制所述主梁横向位移，从而限制所述机翼相对所述前机身的横向位移，所述前梁连接碳管为外径10mm、内径8mm的圆碳管，所述机翼与所述前机身连接时，所述前梁插入所述前梁连接碳管，限制所述机翼相对所述前机身的轴向位移，所述后梁连接碳管为外径8mm、内径6mm的圆碳管，所述机翼与所述前机身连接时，所述后梁插入所述后梁连接碳管，限制所述机翼相对所述前机身的轴向位移，实现所述机翼与所述前机身的快速组装，并有较高强度。

进一步设置：所述前机身包括支撑铝管、机身外壁、隔板、直角连接槽，所述机身外壁为3mm椴木层板，有两块左右对称，构成所述前机身的左壁与右壁，所述机身外壁上开有大量孔洞，以进行连接、减重、安装，所述机身外壁上开有铆接孔，通过铆接孔和所述支撑铝管对所述机身外壁进行铆接，形成机身的整体框架，所述机身外壁上开有减重孔，用以减轻机身重量，所述机身外壁上开有前、后梁连接孔与所述主梁连接孔，用以安装所述前梁连接碳管、所述后梁连接碳管与所述主梁，所述隔板为3mm椴木层板，与所述机身外壁构成机身盒段，用以设置所述侦察云台与所述投放机构，所述直角连接槽为UV光敏树脂3D打印而成，设置在各机身盒段的四角处，减小四角处应力集中，提高强度。

进一步设置：所述机翼采用多梁承力方式，使用外径10mm、内径8mm的圆碳管为所述主梁，使用外径8mm、内径6mm的圆碳管为所述前梁，使用外径6mm、内径4mm的圆碳管为所述后梁，所述机翼的内核使用XPS泡沫板切割形成NACA6409翼型，所述机翼前缘铺设碳丝共四层，保证前缘强度，所述前梁的前缘区域铺设3K碳布，最外层铺设3K玻璃纤维布，且露出一小部分前缘，所述机翼中用3K碳布与3K玻璃纤维布涂抹环氧树脂并浸润，通过加热加压使3K碳布与3K玻璃纤维布紧贴内核，环氧树脂固化后形成所述机翼的高强度蒙皮，实现所述机翼承受极大弯矩，在保证强度的同时，减小翼型损失，优秀地展现翼型的空气动力学性能。

进一步设置：所述投放机构隔板、回弹铰链、舱门与电磁铁，所述机身外壁、所述隔板与所述舱门构成投放舱框架，所述舱门前端与所述回弹铰链连接，所述舱门后端镶有铁片，所述电磁铁通电时吸引所述舱门后端铁片使舱门关闭，所述投放机构投放物体时，将电磁铁断电，在物体重力下，舱门开启，重物落下，舱门在回弹铰链的作用下回弹关闭，接通电磁铁后，舱门被牢牢关住，实现重物投放迅速、准确。

进一步设置：所述前机身-后机身连接机构由UV光敏树脂D打印而成，其包括前机身连接块、限位板、机身连接母头、机身连接公头，所述前机身连接块与所述前机身后端通过铆钉连接，所述机身连接母头前端与所述前机身连接块连接，后端有机身连接滑槽，所述限位板通过回弹铰链与所述机身连接母头上端相连接，静置时，与所述限位板相连的限位楔块通过其正下方通孔插入所述机身连接滑槽中，所述机身连接公头前端上表面有限位凹槽，后端有机身连接孔，与所述后机身连接，所述尾翼-后机身连接机构运作时，将所述机身连接公头通过所述机身连接滑槽插入，并与所述限位楔块接触，由于所述限位楔块下表面为斜面，在所述机身连接公头挤压下，所述限位楔块上升，所述机身连接公头继续深入，当所述限位凹槽经过所述限位楔块正下方时，所述限位楔块在回弹铰链作用下回弹，插入所述限位凹槽中，因此限制了所述机身连接母头与所述机身连接公头之间相对位移，实现所述前机身与所述后机身快速组装，并有较高强度。

进一步设置：所述尾翼-后机身连接机构由UV光敏树脂3D打印而成，包括尾翼底座和尾翼滑杆，所述尾翼滑杆两端有尾翼限位滑槽，所述尾翼底座有两个，左右对称设置，其包括底座连接环、尾翼安装槽、底座限位滑块，所述底座连接环通过所述尾翼滑杆进行滑动，所述尾翼安装槽宽5mm，安装V型尾翼，所述尾翼底座通过所述底座限位滑块在所述尾翼限位滑槽进行滑动，刚进入滑槽时两尾翼底座接触平行，呈“1”型，滑到底时两尾翼底座夹角为120度，呈“V”型，尾翼限位滑槽两端攻有螺纹，根据实际情况，尾翼底座偏转到为X＝0到X＝120度时，使用M16的螺母进行紧固，将所述尾翼滑杆两端约束住后，所述V型尾翼保持在X度，其中X为两尾翼底座的夹角，实现所述V型尾翼与所述后机8快速组装，并有较高强度。

进一步设置：所述螺旋桨尺寸长356mm，所述电机采用单发无刷电机，所述电机座使用UV光敏树脂3D打印而成，通过四个相同螺钉与所述电机连接，实现最大推力为2.4kg，起飞重量为2.2kg，得到最大推重比大于1。

进一步设置：所述后机身为外径12mm、内径10mm圆碳管，所述V型尾翼为5mm KT板，通过插入尾翼安装槽进行安装，使所述V型尾翼质量较低，且强度合格。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

1.V型整体尾翼设计，避免了平尾和垂尾的复杂性，同时配合螺纹滑轨机构，实现了尾翼的快速、便捷折叠；2.后机身碳管设计，实现结构显著减重；3.中机身前机身支管内撑铆接结构，结构简单重量轻；4.机翼对插机构设计，机翼XPS泡沫夹层与碳纤维环氧树脂复合材料结构设计，实现了机翼可折叠、高强度、低质量。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明整体结构示意图；

图2是本发明的侧视图；

图3是本发明主视图；

图4是本发明内部的侦察云台的示意图；

图5是本发明内部的机身与机翼-机身连接结构示意图；

图6是本发明内部的机翼的剖面示意图；

图7是本发明内部的投放机构的侧视图；

图8是本发明内部的前机身-后机身连接机构的等轴视图；

图9是本发明内部的尾翼-后机身连接机构的等轴视图。

附图标记说明如下：

1、螺旋桨；2、电机；3、电机座；4、机翼；5、侦察云台；6、前机身；7、前机身-后机身连接机构；8、后机身；9、V型尾翼；10、尾翼-后机身连接机构；11、投放机构；12、机翼-前机身连接机构；13、襟翼；14、副翼；15、摄像头；16、飞行控制系统；17、电池；18、图像回传系统；19、前梁；20、主梁限位块；21、主梁；22、后梁；23、主梁连接孔；24、前梁连接碳管；25、后梁连接碳管；26、支撑铝管；27、机身外壁；28、隔板；29、直角连接槽；30、碳丝；31、3K碳布；32、内核；33、3K玻璃纤维布；34、回弹铰链；35、舱门；36、电磁铁；37、前机身连接块；38、限位楔块；39、限位板；40、机身连接母头；41、机身连接滑槽；42、限位凹槽；43、机身连接公头；44、机身连接孔；45、尾翼底座；46、底座连接环；47、尾翼安装槽；48、底座限位滑块；49、尾翼滑杆；50、尾翼限位滑槽。

具体实施方式

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

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。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图对本发明作进一步说明：

如图1-图9所示，一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，包括螺旋桨1、电机2、电机座3、机翼4、侦察云台5、前机身6、后机身8、V型尾翼9、投放机构11和用于连接前机身6与后机身8的前机身-后机身连接机构7、用于连接机翼4与前机身6的机翼-前机身连接机构12、用于连接V型尾翼9与后机身8的尾翼-后机身连接机构10，电机2前接螺旋桨1，后接电机座3，机翼4有两副，通过机翼-前机身连接机构12对称设置在前机身6两侧，侦察云台5设置在前机身6前端，位于电机座3后方，前机身6前端与电机座3连接，左右通过机翼-前机身连接机构12连接机翼4，前机身6下方连接投放机构11，前机身6后端通过前机身-后机身连接机构7与后机身8连接，后机身8后端通过尾翼-后机身连接机构10与V型尾翼9连接，V型尾翼9有两副，且对称设置在后机身8后端两侧。

优选的：机翼4采用NACA 6409翼型，翼面积为4180mm²，翼展为1900mm，根梢比为1.47，展弦比为8.1，无上反，无扭转，无翼尖小翼，机翼4包括襟翼13与副翼14，侦察云台5包括摄像头15、飞行控制系统16、电池17、图像回传系统18，摄像头15设置在前机身6前侧，摄像头15下方设置有电池17，摄像头15后侧设置有飞行控制系统16，实现NACA 6409翼型气动阻力小，产生升力大，获得较高的升阻特性，襟翼13增大机翼4弯度提高升力，副翼14改变飞行方向；机翼-前机身连接机构12有两组，对称设置在前机身6两侧，机翼-前机身连接机构12包括前梁19、主梁限位块20、主梁21、后梁22、主梁连接孔23、前梁连接碳管24、后梁连接碳管25，主梁连接孔23直径为10mm，机翼4与前机身6连接时，按下主梁限位块20，主梁21穿过主梁连接孔23，释放后主梁限位块20回弹，限制主梁21横向位移，从而限制机翼4相对前机身6的横向位移，前梁连接碳管24为外径10mm、内径8mm的圆碳管，机翼4与前机身6连接时，前梁19插入前梁连接碳管24，限制机翼4相对前机身6的轴向位移，后梁连接碳管25为外径8mm、内径6mm的圆碳管，机翼4与前机身6连接时，后梁22插入后梁连接碳管25，限制机翼4相对前机身6的轴向位移，实现机翼4与前机身6的快速组装，并有较高强度；前机身6包括支撑铝管26、机身外壁27、隔板28、直角连接槽29，机身外壁27为3mm椴木层板，有两块左右对称，构成前机身6的左壁与右壁，机身外壁27上开有大量孔洞，以进行连接、减重、安装，机身外壁27上开有铆接孔，通过铆接孔和支撑铝管26对机身外壁27进行铆接，形成机身的整体框架，机身外壁27上开有减重孔，用以减轻机身重量，机身外壁27上开有前、后梁连接孔与主梁连接孔23，用以安装前梁连接碳管24、后梁连接碳管25与主梁21，隔板28为3mm椴木层板，与机身外壁27构成机身盒段，用以设置侦察云台5与投放机构11，直角连接槽29为UV光敏树脂3D打印而成，设置在各机身盒段的四角处，减小四角处应力集中，提高强度；机翼4采用多梁承力方式，使用外径10mm、内径8mm的圆碳管为主梁21，使用外径8mm、内径6mm的圆碳管为前梁19，使用外径6mm、内径4mm的圆碳管为后梁22，机翼4的内核32使用XPS泡沫板切割形成NACA6409翼型，机翼4前缘铺设碳丝30共四层，保证前缘强度，前梁19的前缘区域铺设3K碳布31，最外层铺设3K玻璃纤维布33，且露出一小部分前缘，机翼4中用3K碳布31与3K玻璃纤维布33涂抹环氧树脂并浸润，通过加热加压使3K碳布31与3K玻璃纤维布33紧贴内核32，环氧树脂固化后形成机翼4的高强度蒙皮，实现机翼4承受极大弯矩，在保证强度的同时，减小翼型损失，优秀地展现翼型的空气动力学性能；投放机构11包括隔板28、回弹铰链34、舱门35与电磁铁36，机身外壁27、隔板28与舱门35构成投放舱框架，舱门35前端与回弹铰链34连接，舱门35后端镶有铁片，电磁铁36通电时吸引舱门35后端铁片使舱门35关闭，投放机构11投放物体时，将电磁铁36断电，在物体重力下，舱门36开启，重物落下，舱门35在回弹铰链34的作用下回弹关闭，接通电磁铁36后，舱门35被牢牢关住，实现重物投放迅速、准确；前机身-后机身连接机构7由UV光敏树脂3D打印而成，其包括前机身连接块37、限位板39、机身连接母头40、机身连接公头43，前机身连接块37与前机身6后端通过铆钉连接，机身连接母头40前端与前机身连接块37连接，后端有机身连接滑槽41，限位板39通过回弹铰链与机身连接母头40上端相连接，静置时，与限位板39相连的限位楔块38通过其正下方通孔插入机身连接滑槽41中，机身连接公头43前端上表面有限位凹槽42，后端有机身连接孔44，与后机身8连接，尾翼-后机身连接机构10运作时，将机身连接公头43通过机身连接滑槽41插入，并与限位楔块38接触，由于限位楔块38下表面为斜面，在机身连接公头43挤压下，限位楔块38上升，机身连接公头43继续深入，当限位凹槽42经过限位楔块38正下方时，限位楔块38在回弹铰链作用下回弹，插入限位凹槽42中，因此限制了机身连接母头40与机身连接公头43之间相对位移，实现前机身6与后机身8快速组装，并有较高强度；尾翼-后机身连接机构10由UV光敏树脂3D打印而成，包括尾翼底座45和尾翼滑杆49，尾翼滑杆49两端有尾翼限位滑槽50，尾翼底座45有两个，左右对称设置，其包括底座连接环46、尾翼安装槽47、底座限位滑块48，底座连接环46通过尾翼滑杆49进行滑动，尾翼安装槽47宽5mm，安装V型尾翼9，尾翼底座45通过底座限位滑块48在尾翼限位滑槽50进行滑动，刚进入滑槽时两尾翼底座45接触平行，呈“1”型，滑到底时两尾翼底座45夹角为120度，呈“V”型，尾翼限位滑槽50两端攻有螺纹，根据实际情况，尾翼底座45偏转到为X＝0到X＝120度时，使用M16的螺母进行紧固，将尾翼滑杆49两端约束住后，V型尾翼9保持在X度，其中X为两尾翼底座45的夹角，实现V型尾翼9与后机身8快速组装，并有较高强度；螺旋桨1尺寸长356mm，电机2采用单发无刷电机，电机座3使用UV光敏树脂3D打印而成，通过四个相同螺钉与电机2连接，实现最大推力为2.4kg，起飞重量为2.2kg，得到最大推重比大于1；后机身8为外径12mm、内径10mm圆碳管，V型尾翼9为5mm KT板，通过插入尾翼安装槽47进行安装，使V型尾翼9质量较低，且强度合格。

本发明工作原理及使用流程：通过将机翼-前机身连接机构12的主梁限位块20按下后，使机翼4与前机身6的横向约束解除，将机翼4与前机身6分离；通过按下前机身-后机身连接机构7中的限位板39后端，使前端的限位楔块38从限位槽42中释放，机身连接母头40与机身连接公头43的轴向约束被解除，机身连接公头43沿机身连接滑槽41滑出，前机身6与后机身8分离；通过将尾翼-后机身连接机构10中的紧固螺母拧开后，使底座限位滑块48沿尾翼限位滑槽50滑出，两尾翼底座45角度变为0，所占空间大大减小；将整体连接机构解除后，全机收纳于长宽高之和不大于1500mm的规则箱体内，便于携带，且便于下次组装飞行；在尾翼-后机身连接机构10中，通过调整尾翼限位滑槽50的轨迹，尾翼底座45偏转为X＝0到X＝180度，使用M16的螺母进行紧固，将尾翼滑杆49两端约束住后，V型尾翼9保持在X度，其中X为两尾翼底座45的夹角。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。

Claims (5)

1.一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，其特征在于：包括螺旋桨(1)、电机(2)、电机座(3)、机翼(4)、侦察云台(5)、前机身(6)、后机身(8)、V型尾翼(9)、投放机构(11)和用于连接所述前机身(6)与所述后机身(8)的前机身-后机身连接机构(7)、用于连接所述机翼(4)与所述前机身(6)的机翼-前机身连接机构(12)、用于连接所述V型尾翼(9)与所述后机身(8)的尾翼-后机身连接机构(10)，所述电机(2)前接所述螺旋桨(1)，后接所述电机座(3)，所述机翼(4)有两副，通过所述机翼-前机身连接机构(12)对称设置在所述前机身(6)两侧，所述侦察云台(5)设置在所述前机身(6)前端，位于所述电机座(3)后方，所述前机身(6)前端与所述电机座(3)连接，左右通过所述机翼-前机身连接机构(12)连接所述机翼(4)，所述前机身(6)下方连接所述投放机构(11)，所述前机身(6)后端通过所述前机身-后机身连接机构(7)与所述后机身(8)连接，所述后机身(8)后端通过所述尾翼-后机身连接机构(10)与所述V型尾翼(9)连接，所述V型尾翼(9)有两副，且对称设置在所述后机身(8)后端两侧；

所述机翼-前机身连接机构(12)有两组，对称设置在所述前机身(6)两侧，所述机翼-前机身连接机构(12)包括前梁(19)、主梁限位块(20)、主梁(21)、后梁(22)、主梁连接孔(23)、前梁连接碳管(24)、后梁连接碳管(25)，所述主梁连接孔(23)直径为10mm，所述机翼(4)与所述前机身(6)连接时，按下所述主梁限位块(20)，所述主梁(21)穿过所述主梁连接孔(23)，释放后所述主梁限位块(20)回弹，限制所述主梁(21)横向位移，从而限制所述机翼(4)相对所述前机身(6)的横向位移，所述前梁连接碳管(24)为外径10mm、内径8mm的圆碳管，所述机翼(4)与所述前机身(6)连接时，所述前梁(19)插入所述前梁连接碳管(24)，限制所述机翼(4)相对所述前机身(6)的轴向位移，所述后梁连接碳管(25)为外径8mm、内径6mm的圆碳管，所述机翼(4)与所述前机身(6)连接时，所述后梁(22)插入所述后梁连接碳管(25)，限制所述机翼(4)相对所述前机身(6)的轴向位移；

所述前机身(6)包括支撑铝管(26)、机身外壁(27)、隔板(28)、直角连接槽(29)，所述机身外壁(27)为3mm椴木层板，有两块左右对称，构成所述前机身(6)的左壁与右壁，所述机身外壁(27)上开有大量孔洞，所述机身外壁(27)上开有铆接孔，所述机身外壁(27)上开有减重孔，所述机身外壁(27)上开有前、后梁连接孔与所述主梁连接孔(23)，所述隔板(28)为3mm椴木层板，与所述机身外壁(27)构成机身盒段，所述直角连接槽(29)为UV光敏树脂3D打印而成，设置在各机身盒段的四角处；

所述机翼(4)采用多梁承力方式，使用外径10mm、内径8mm的圆碳管为所述主梁(21)，使用外径8mm、内径6mm的圆碳管为所述前梁(19)，使用外径6mm、内径4mm的圆碳管为所述后梁(22)，所述机翼(4)的内核(32)使用XPS泡沫板切割形成NACA6409翼型，所述机翼(4)前缘铺设碳丝(30)共四层，所述前梁(19)的前缘区域铺设3K碳布(31)，最外层铺设3K玻璃纤维布(33)，且露出一小部分前缘，所述机翼(4)中用3K碳布(31)与3K玻璃纤维布(33)涂抹环氧树脂并浸润，通过加热加压使3K碳布(31)与3K玻璃纤维布(33)紧贴内核(32)，环氧树脂固化后形成所述机翼(4)的高强度蒙皮；

所述前机身-后机身连接机构(7)由UV光敏树脂3D打印而成，其包括前机身连接块(37)、限位板(39)、机身连接母头(40)、机身连接公头(43)，所述前机身连接块(37)与所述前机身(6)后端通过铆钉连接，所述机身连接母头(40)前端与所述前机身连接块(37)连接，后端有机身连接滑槽(41)，所述限位板(39)通过回弹铰链与所述机身连接母头(40)上端相连接，静置时，与所述限位板(39)相连的限位楔块(38)通过其正下方通孔插入所述机身连接滑槽(41)中，所述机身连接公头(43)前端上表面有限位凹槽(42)，后端有机身连接孔(44)，与所述后机身(8)连接，所述尾翼-后机身连接机构(10)运作时，将所述机身连接公头(43)通过所述机身连接滑槽(41)插入，并与所述限位楔块(38)接触，由于所述限位楔块(38)下表面为斜面，在所述机身连接公头(43)挤压下，所述限位楔块(38)上升，所述机身连接公头(43)继续深入，当所述限位凹槽(42)经过所述限位楔块(38)正下方时，所述限位楔块(38)在回弹铰链作用下回弹，插入所述限位凹槽(42)中，限制所述机身连接母头(40)与所述机身连接公头(43)之间相对位移；

所述尾翼-后机身连接机构(10)由UV光敏树脂3D打印而成，包括尾翼底座(45)和尾翼滑杆(49)，所述尾翼滑杆(49)两端有尾翼限位滑槽(50)，所述尾翼底座(45)有两个，左右对称设置，其包括底座连接环(46)、尾翼安装槽(47)、底座限位滑块(48)，所述底座连接环(46)通过所述尾翼滑杆(49)进行滑动，所述尾翼安装槽(47)宽5mm，所述尾翼底座(45)通过所述底座限位滑块(48)在所述尾翼限位滑槽(50)进行滑动。

2.根据权利要求1所述的一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，其特征在于：所述机翼(4)采用NACA 6409翼型，翼面积为4180mm²，翼展为1900mm，根梢比为1.47，展弦比为8.1，无上反，无扭转，无翼尖小翼，所述机翼(4)包括襟翼(13)与副翼(14)，所述侦察云台(5)包括摄像头(15)、飞行控制系统(16)、电池(17)、图像回传系统(18)，所述摄像头(15)设置在所述前机身(6)前侧，所述摄像头(15)下方设置有所述电池(17)，所述摄像头(15)后侧设置有所述飞行控制系统(16)。

3.根据权利要求1所述的一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，其特征在于：所述投放机构(11)包括隔板(28)、回弹铰链(34)、舱门(35)与电磁铁(36)，所述机身外壁(27)、所述隔板(28)与所述舱门(35)构成投放舱框架，所述舱门(35)前端与所述回弹铰链(34)连接，所述舱门(35)后端镶有铁片，所述电磁铁(36)通电时吸引所述舱门(35)后端铁片使舱门(35)关闭。

4.根据权利要求1所述的一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，其特征在于：所述螺旋桨(1)尺寸长356mm，所述电机(2)采用单发无刷电机，所述电机座(3)使用UV光敏树脂3D打印而成，通过四个相同螺钉与所述电机(2)连接。

5.根据权利要求1所述的一种高强度轻型可拆卸固定翼察打无人机，其特征在于：所述后机身(8)为外径12mm、内径10mm圆碳管，所述V型尾翼(9)为5mm KT板，通过插入尾翼安装槽(47)进行安装。

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