CN205574274U - 一种新型油动式遥测飞机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种新型油动式遥测飞机，包括机体、所述机体头部设有动力装置和螺旋桨，所述机体中部设有机翼，其特征在于，所述机体尾部设有平尾，所述动力装置为燃油发动机，所述遥测飞机采用拉进式气动外形。本实用新型中的油动式翼遥测飞机采用固定翼结构，在机体尾部设置平尾，采用拉进式气动外形，由此具有较大的载荷重量级续航时常，可以搭载较多的设备进行遥测航拍，飞行面积大，效率高。

Description

一种新型油动式遥测飞机

技术领域

本实用新型涉及遥测无人机技术领域，尤其是一种新型油动式遥测飞机。

背景技术

无人飞机因为体积小成本低，广泛应用于农业生产和商业航拍。无人机是一种由动力驱动、机上无人驾驶的航空器，无人机系统由无人机平台、任务载荷、数据链、指挥控制、发射与回收、保障与维修等分系统组成，其中无人机平台系统包括机体、动力装置、飞行控制与导航子系统等，无人机平台系统是执行任务的载体，它携带任务载荷，飞行至目标区域完成要求的任务。

目前利用无人飞机遥测航拍多采用旋翼飞机搭载航拍设备，航行时间短，飞行面积小，载荷轻，不能多角度进行拍摄，只能通过转动或来回飞行实现多角度、多方位的拍摄，效率低，成本高，不能满足多角度拍摄三维建模的需要。

实用新型内容

本实用新型提供了一种新型油动式遥测飞机，载荷重、航时长，以解决采用旋翼飞机进行遥测时存在的问题。

为了解决上述问题，本实用新型提供一种新型油动式遥测飞机，包括机体、所述机体头部设有动力装置和螺旋桨，所述机体中部设有机翼，所述机体尾部设有平尾，所述动力装置为燃油发动机，所述遥测飞机采用拉进式气动外形。

本实用新型提供的新型油动式遥测飞机还具有以下技术特征：

进一步地，所述机体上还安装有飞行控制与导航系统、接收机及搭载设备，所述搭载设备包括光谱仪、热成像设备和3个以上的相机。

进一步地，所述相机的数量为5个以完成多角度拍摄。

进一步地，所述机体下部安固定有起落架，所述机体上还安装有在所述遥测飞机回收时打开的降落伞。

本实用新型具有如下有益效果：该新型油动式遥测飞机采用固定翼结构，在机体尾部设置平尾，采用拉进式气动外形，由此具有较大的载荷重量级续航时常，可以搭载较多的设备进行遥测航拍，飞行面积大，效率高。

附图说明

图1为本实用新型实施例的遥测飞机的结构示意图；

图2为本实用新型实施例的遥测飞机另一个角度的结构示意图；

图3为本实用新型实施例遥测飞机的翼型的空气动力数据示例图；

图4为本实用新型实施例遥测飞机的展弦比与扭转角的关系示意图。

具体实施方式

下文中将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。需要说明的是，在不冲突的情况下，本实用新型中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

如图1、图2所示的本实用新型的新型油动式遥测飞机的一个实施例中，该新型油动式遥测飞机100包括机体10、机体10头部设有发动机和螺旋桨11，机体10中部设有机翼12，机体10尾部设有平尾13，其中发动机为燃油发动机，遥测飞机100采用拉进式气动外形。该新型油动式遥测飞机采用固定翼结构，且在机体尾部设置平尾，采用拉进式气动外形，由此具有较大的载荷重量级续航时常，可以搭载较多的设备进行遥测航拍，飞行面积大，效率高。

上述实施例中的新型油动式遥测飞机还具有以下技术特征：机体10上还安装有飞行控制与导航系统、接收机及搭载设备，其中的搭载设备包括相机、光谱仪和热成像设备；相机的数量为5个以完成多角度拍摄，从而实现三维城市建模的技术。机体10下部安固定有起落架，机体10上还安装有在遥测飞机回收时打开的降落伞，从而保证该遥测飞机的使用安全，防止或减少回收过程中出现损坏。

在上述过程中，该新型油动式遥测飞机的外形为拉进式气动外形，该遥测飞机的设计过程如下。

第一步是定义设计要求，设计要求是进行无人机设计的依据，无人机的设计要求典型的包括起飞距离、着陆距离、最小和最大速度、爬升率、续航时间、航程、有效载荷能力等。

第二步为估算无人机重量，飞机总重量是其各部件的重量之和：W0＝Wstr+Wbat+Wel+Wpl+Wmotor。其中，W0为总重，Wstr为结构重量，Wbat为电池重量，Wel为机载电子设备重量，Wpl为有效载荷，Wmotor为电机重量。如采用活塞发动机，应为发动机重量加燃油重量。机载电子设备包括无线电接收机和舵机。

第三步为机翼几何参数确定，在水平飞行状态，机翼产生的升力用于平衡飞机的重量。升力计算公式为：L＝W0＝1/(ρV2CLS)。其中，L为升力，空气密度(约为1.1kg/m3)，S为机翼平面面积(即机翼在俯视图上的投影面积)，CL为机翼升力系数。已知飞机总重，由上式可求得机翼面积S＝2W0/(ρV2CL)，如果使用设计要求中给定的最小速度Vmin，加上升力系数，就可得到所需的最大机翼面积。典型地，可找到两种类型的升力系数数据。最常见的就是升力系数对翼型攻角的曲线。翼型是一个假定的无限长机翼，它没有翼梢。翼梢升力系数用符号Cl表示，而又翼梢的机翼的升力系数用CL表示。如图3所示，其中有两组数据，一组是Cl随翼型攻角的变化，另一组是翼型俯仰力矩系数Cm相对于攻角的数据。有成千上万种不同翼型的数据可用，这些曲线可通过风洞试验产生，也可以通过空气流过翼型的计算机模型得到。由翼型数据便可得到机翼的升力系数，即通过翼型数据便可选择一个合理的巡航升力系数。

第四步为翼展、翼弦和展弦比的确定，翼展b是从一个翼梢到另一个翼梢的距离，翼弦是机翼前缘和机翼后缘间的距离，展弦比AR是衡量一个机翼上长细或是短粗的度量，定义为AR＝b/c＝b2/S，式中c是沿翼展的平均弦长(不要求弦长沿整个翼展都不变)。在选择展弦比之前，需要对其与阻力的关系的背景知识做一个说明。阻力可由公式D＝1/(ρV2CDS)表示，其中D为阻力，CD为阻力系数。无人机的阻力系数可由下式计算CD＝CD0+CL 2/(πeAR)，上式中第一项叫做零升(废弃)阻力系数，取决于无人机的流线型外形，第二项称为升致阻力或诱导阻力。由上式可看出，展弦比在诱导阻力项的分母中，所以展弦比越大，机翼产生的诱导阻力越小，在诱导阻力项的分母中还有Oswald系数因子e，也会影响诱导阻力，但其影响程度一般要比展弦比小，设计无人机时应使阻力尽量小。

第五步为重心定位，机翼上的升力和力矩作用在机翼的空气动力中心上。空气动力中心定义为机翼上的一个点，绕该点的力矩不随攻角的变化而改变。重力作用在重心上，重心一般在空气动力中心前面。影响机翼俯仰力矩的有几个因素，一个是翼型，可以通过剪裁翼型形状来得到不同的力矩系数值，也可以通过搜寻翼型数据库找出一个达到所需力矩系数值的翼型；另一个影响机翼俯仰力矩的方式是机翼后掠，后掠机翼的升力分布从翼根到翼梢不断变化，会对机翼产生俯仰力矩，从翼根到翼梢的升力分布变化也可通过扭转机翼(称为几何扭转)或从翼根到翼梢采用不同翼型(亦称气动扭转)来实现。

为得到一个稳定的设计，一种确定以上变量的方法就是首先挑选用于机翼的一个翼型或两个翼型，这就是Cm或机翼的气动扭转确定了下来。接下来计算达到要求的总组合机翼俯仰力矩所需的几何扭转。下面是如何确定几何扭转的方法：如图4所示，用展弦比找到所需扭转角的标准值，这是在假定升力系数为1.0、静稳定余度为0.1及翼型力矩系数为0条件下的扭转角标准值。根据总图中得到的扭转角标准值，利用图中给出的公式便可计算出所需扭转角。

第六步为垂直安定面设计，适当布置重心并正确选择后掠角和扭转角使无人机在俯仰方向上具备了稳定性，但飞机在偏航方向上的稳定性也很重要。偏航稳定性由在重心后面增加垂直尾翼来保证，垂尾的大小根据一个叫尾容量的参数来设计，其定义为Vvt＝(lvtSvt)/(bS)，Svt＝(0.04bS)/(lvt)。其中，lvt为垂尾到重心的距离(尾力臂)，Svt为垂尾的总面积。一旦总面积确定下来，便可将其分配到多个垂尾上。如果垂尾面积太大，可以通过增加尾力臂来减小其面积。

第七步为上反角、副翼、升降舵的设计，无人机有了俯仰和偏航稳定性，还要考虑其滚转稳定性。如果机翼的翼梢比翼根处稍高(上翻)无人机就有了滚转稳定性，原因是飞机重心降低了，一般情况下，1m翼展的机翼应有0.05m的上反。升降副翼是安装在机翼后缘的控制舵面，用于控制飞机的俯仰和滚转。一般情况下，升降副翼的尺寸在机翼弦长的10％-20％之间。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (4)

1.一种新型油动式遥测飞机，包括机体、所述机体头部设有动力装置和螺旋桨，所述机体中部设有机翼，其特征在于，所述机体尾部设有平尾，所述动力装置为燃油发动机，所述遥测飞机采用拉进式气动外形。

2.根据权利要求1所述的油动式遥测飞机，其特征在于，所述机体上还安装有飞行控制与导航系统、接收机及搭载设备，所述搭载设备包括光谱仪、热成像设备和3个以上的相机。

3.根据权利要求2所述的油动式遥测飞机，其特征在于，所述相机的数量为5个以完成多角度拍摄。

4.根据权利要求2所述的油动式遥测飞机，其特征在于，所述机体下部安固定有起落架，所述机体上还安装有在所述遥测飞机回收时打开的降落伞。