CN208036588U - 一种折叠式固定翼无人机 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及一种小型折叠式固定翼无人机，包括机翼折叠装置，机体，重心调节机构，动力部分，火箭助推及分离机构。通过机翼，尾翼及垂尾的径向折叠可以大大减少机身的横向尺寸，从而可以储存在圆柱形发射筒内，方便存储及运输。发射时无需人工取出组装，助推火箭点然后将机体推出发射筒，离开发射筒后，机翼、尾翼展开并固定。当助推火箭燃料耗尽时与机体分离，此时无刷电机带动折叠桨转动开始巡航。机体采用升降舵‑副翼混控可有效减少控制舵面及机械结构，既降低成本又可提高可靠性，该设计可广泛应用于中小型航模、固定翼无人机的移动载体等，极大程度上减小机体发射、运输时的横向尺寸，简化操作步骤，更容易控制。
Description
技术领域
本实用新型属于飞行器领域，具体涉及一种折叠式固定翼无人机。
背景技术
小型固定翼无人机的质量和外廓尺寸，是技术水平的重要标志之一。减小固定翼无人机外廓尺寸的一个有效方法就是采用折叠机翼。随着固定翼无人机技术的发展，特别是发射技术的进步，广泛采用贮运发射器，折叠机翼也能缩小发射筒的横向尺寸，为发射器、固定翼无人机一体化设计创造了条件。
实用新型内容
本实用新型的目的在于为小型折叠式固定翼无人机提供一种折叠式固定翼无人机，机体在发射筒内或发射架上，将机翼进行折叠，并加以约束，当机体被火箭推离发射筒时机翼的折叠部分按规定时刻要求，解除约束，自动展开，并在设计位置上锁定，并具有承受足够静动载荷的能力，保证正常飞行，能够有效减少机体的横向尺寸，便于存储及运输，可自动展开并发射。
本实用新型解决技术问题采用如下技术方案：
一种折叠式固定翼无人机，其特征在于，包括机翼折叠装置、助推火箭、动力装置、尾翼折叠装置、机翼、设备舱及重心调节机构、垂直尾翼折叠装置和机体。
所述机翼折叠装置由机翼、固定销、滑槽、固定装置、轴承和第一弹簧构成，机翼通过轴承与固定装置相连，固定销与机翼固定连接可在滑槽中移动，并通过第一弹簧与固定装置相连。当无人机置于发射筒中时，机翼绕轴承向前转动并带动固定销拉紧第一弹簧。当无人机离开发射筒时第一弹簧拉动机翼向后展开并由固定装置固定。所述设备舱及重心调节机构可沿碳管前后移动来调节机体重心以适应不同的任务载荷。所述助推火箭插在碳管内可将机体推出发射筒，并使机体有一定初速度，当燃料耗尽即火箭推力小于第二弹簧的弹力时，助推火箭被第二弹簧弹出与机体分离。所述动力装置可在助推火箭分离后由无刷电机带动折叠桨转动从而为机体巡航提供动力。
本实用新型的有益效果为：极大程度上减小机体发射、运输时的横向尺寸，简化操作步骤，更容易控制。
附图说明
图1是本实用新型的轴测示意图；
图2是本实用新型的机翼折叠装置示意图；
图3是本实用新型的火箭助推及分离示意图；
图4是本实用新型的动力系统示意图；
图中：1为机翼折叠装置，2为助推火箭，3为动力装置，4为尾翼折叠装置，5为机翼，6为设备舱及重心调节机构，7为垂直尾翼折叠装置，16为机体。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本实用新型进行详细说明。
实施例
如图1~4所示，一种折叠式固定翼无人机，包括1为机翼折叠装置，2为助推火箭，3为动力装置，4为尾翼折叠装置，5为机翼，6为设备舱及重心调节机构，7为垂直尾翼折叠装置，16为机体。所述机翼折叠装置1由机翼5，固定销11，滑槽10，固定装置12，轴承8，第一弹簧9构成。机翼5通过轴承8与固定装置12相连，固定销11与机翼5固定连接可在滑槽10中移动，并通过第一弹簧9与固定装置12相连。当无人机置于发射筒中时，机翼5绕轴承8向前转动并带动固定销11拉紧第一弹簧9。当无人机离开发射筒时第一弹簧9拉动固定销11与机翼5向后展开并由固定装置12阻止机翼转过预定角度，机翼在弹簧9与固定装置12的作用下在设计位置上保持锁定，并具有承受足够静动载荷的能力，保证正常飞行。设备舱及重心调节机构6可沿碳管13前后移动来调节机体重心以适应不同的任务载荷。助推火箭2插在碳管13内可将机体推出发射筒，并使机体有一定初速度，当燃料耗尽即火箭推力小于第二弹簧14的弹力时，助推火箭2被第二弹簧14弹出与机体分离。可以通过设置固定在机身碳管13内的限位挡块15距离助推火箭2的距离来调节助推火箭分离时的速度。动力装置3可在助推火箭2分离后由无刷电机17带动折叠桨18转动，从而将处于向后折叠的桨叶展开，当达到一定转速时从而为机体巡航提供动力。
Claims (3)
1.一种折叠式固定翼无人机，其特征在于：包括机翼折叠装置（1），助推火箭（2），动力装置（3），尾翼折叠装置（4），机翼（5），设备舱及重心调节机构（6），垂直尾翼折叠装置（7）和机体（16）；所述机翼折叠装置（1）由机翼（5）、固定销(11)、滑槽（10）、固定装置（12）、轴承（8）和第一弹簧（9）构成，其中机翼（5）通过轴承（8）与固定装置（12）相连，固定销（11）与机翼（5）固定连接，且固定销（11）可在滑槽（10）内移动，固定销（11）通过第一弹簧（9）与固定装置（12）相连；
所述设备舱及重心调节机构（6）可沿碳管（13）前后移动来调节机体重心以适应不同的任务载荷；所述助推火箭（2）插在碳管（13）内可将机体推出发射筒，并使机体有一定初速度，当燃料耗尽即火箭推力小于第二弹簧（14）的弹力时，助推火箭（2）被第二弹簧（14）弹出与机体分离；所述动力装置（3）可在助推火箭（2）分离后由无刷电机（17）带动折叠桨（18）转动从而为机体巡航提供动力。
2.如权利要求1所述的折叠式固定翼无人机，其特征在于：离开发射筒后机翼折叠装置（1）可使机翼（5）自动向后打开并固定。
3.如权利要求1所述的折叠式固定翼无人机，其特征在于：设备舱及重心调节机构（6）可沿碳管（13）前后移动来调节机体重心。
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Cited By (2)
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| CN108284944A (zh) * | 2018-03-16 | 2018-07-17 | 临沂大学 | 一种小型折叠式固定翼无人机 |
| CN109304041A (zh) * | 2018-11-14 | 2019-02-05 | 郑岚心 | 一种防止碰撞时折断的航模动力组件 |
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| CN108284944A (zh) * | 2018-03-16 | 2018-07-17 | 临沂大学 | 一种小型折叠式固定翼无人机 |
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| CN109304041B (zh) * | 2018-11-14 | 2019-08-27 | 郑岚心 | 一种防止碰撞时折断的航模动力组件 |
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