CN212797339U

CN212797339U - 长航时无人机系统

Info

Publication number: CN212797339U
Application number: CN202021964204.4U
Authority: CN
Inventors: 张利辉; 王朝松
Original assignee: Sichuan Yaolei Technology Co ltd
Current assignee: Sichuan Yaolei Technology Co ltd
Priority date: 2020-09-10
Filing date: 2020-09-10
Publication date: 2021-03-26
Anticipated expiration: 2030-09-10

Abstract

本实用新型公开了一种长航时无人机系统，其特征在于，包括机体、助推部和回收部；其中，所述助推部能够分离的设置在所述机体上，所述助推部内设置有燃料，所述助推部包括喷口，所述喷口朝向所述机体的后方，所述助推部能够推动所述机体向前运动；其中，所述回收部设置在所述机体上，所述回收部包括降落伞，当所述机体降落时，所述降落伞弹出。本实用新型所提供的一种长航时无人机系统可满足快速部署，能够在复杂地形下的起降。

Description

长航时无人机系统

技术领域

本实用新型涉及飞行器技术领域，具体涉及一种长航时无人机系统。

背景技术

目前长航时固定翼无人机可同时搭载多种遥感传感器，多应用于林业和草场监测、矿山资源监测、海洋环境监测、军事上执行战略或战役侦察等。但长航时无人机体积一般较大，起降需要跑道，无法适应复杂地形，不能快速部署，成为制约其应用推广的一大短板。

公开于本实用新型背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本实用新型的一般背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种长航时无人机系统，该长航时无人机系统可满足快速部署，能够在复杂地形下的起降。

为了实现上述目的，根据本实用新型提供了一种长航时无人机系统，包括机体、助推部和回收部；

其中，所述助推部能够分离的设置在所述机体上，所述助推部内设置有燃料，所述助推部包括喷口，所述喷口朝向所述机体的后方，所述助推部能够推动所述机体向前运动；

其中，所述回收部设置在所述机体上，所述回收部包括降落伞，当所述机体降落时，所述降落伞弹出。

优选地，所述长航时无人机系统还包括发射箱，所述机体发射前设置在所述发射箱内，所述机体包括机翼，所述机翼能够转动的设置在所述机体上，当所述机体位于所述发射箱内时，所述机翼叠置在所述机体上，当所述机体发射出所述发射箱时，所述机翼旋出所述机体至展开位置上。

优选地，所述发射箱上设置有多个发射通道，1个所述机体发射前设置在1个所述发射通道内，所述长航时无人机系统还包括装载车辆，所述发射箱设置在所述装载车辆上。

优选地，所述回收部包括伞仓，所述降落伞设置在所述伞仓内。

优选地，所述机体包括前翼和后翼，所述前翼的翼根和所述后翼的翼根为最大厚度16%～20%的平凸翼型，安装角为0°～3°；

所述前翼的翼尖和所述后翼的翼尖为最大厚度10%～14%的平凸翼型，安装角为0°～3°；

所述前翼的根梢比和所述后翼的根梢比为65%～75%。

优选地，所述前翼的前缘后掠角为1°～3°，所述前翼的后缘前掠角为1°～3°；所述后翼的前缘后掠角为2°～4°，所述后翼的后缘后掠角为-1°～1°。

优选地，所述前翼上设置有升降舵，所述升降舵按所述前翼1/4弦线在后缘切取，所述升降舵为所述前翼单侧展长的28%～33%。

优选地，所述后翼上设置有副翼，所述副翼按所述后翼1/4弦线在后缘切取，所述副翼为所述后翼单侧展长的20%～25%。

优选地，所述机体包括机身，所述机身包括机尾，所述机尾上设置有涵道螺旋桨，所述涵道螺旋桨的后侧设置有滑流舵，所述滑流舵为最大厚度8%～12%的对称翼型。

有益效果：本实用新型所提供的一种长航时无人机系统可满足快速部署，能够在复杂地形下的起降。

附图说明

图1是本实用新型一个实施例的立体结构示意图。

图2是本实用新型一个实施例的俯视图。

图3是本实用新型一个实施例的主视图。

图4是本实用新型一个实施例的后视图。

图5是本实用新型一个实施例的右视图。

图6是本实用新型一个实施例的仰视图。

图7是本实用新型一个实施例的机翼叠置在机体上时的结构示意图。

图8是本实用新型一个实施例的机体和发射箱的结构示意图。

图9是本实用新型一个实施例的发射回收过程示意图。

附图标记说明：

1、机身；2、前翼；3、升降舵；4、后翼；5、副翼；6、涵道螺旋桨；7、滑流舵；8、降落伞；9、发射箱。

具体实施方式

下面结合附图详细介绍本实用新型技术方案。

根据本实用新型的一方面提供了一种长航时无人机系统，包括机体、助推部和回收部；

在该技术方案中，通过设置所述助推部和所述回收部，能够实现长航时无人机系统的起降不受地点限制，可满足快速部署，能够完成在复杂地形下的起降大载重、长航时无人机的任务需求。

具体的，所述机体的前方为无人机正常飞行时的前进方向，所述机体的后方为无人机正常飞行时的前进方向的反向。

具体的，所述助推部用于推动所述机体加速，当所述机体到达预定飞行速度后，所述助推部与所述机体分离。

具体的，所述助推部为助推火箭。

进一步的，所述长航时无人机系统还包括发射箱，所述机体发射前设置在所述发射箱内，所述机体包括机翼，所述机翼能够转动的设置在所述机体上，当所述机体位于所述发射箱内时，所述机翼叠置在所述机体上，当所述机体发射出所述发射箱时，所述机翼旋出所述机体至展开位置上。

在该技术方案中，通过将所述机翼设置为能够转动的连接在所述机体上，能够使所述机体位于发射箱内时体积更小，减少发射箱所占用的空间，使设备小型化。

具体的，所述机体上对应每个所述机翼设置有电机，各所述机翼铰接在所述机体上，通过电机带动所述机翼在所述机体上摆动旋转。

进一步的，所述发射箱上设置有多个发射通道，1个所述机体发射前设置在1个所述发射通道内，所述长航时无人机系统还包括装载车辆，所述发射箱设置在所述装载车辆上。

具体的，所述发射通道设置有后门，用于排出助推部所的尾焰。所述发射通道设置有前门，用于在不发射无人机时封闭发射通道。

在该技术方案中，通过在所述发射箱上设置多个发射通道，能够实现同时装载多个所述机体，增加运输和发射效率。装载车辆为卡车等，发射箱设置在卡车的装载位置上。

具体的，本实施例中，装置车辆上设置有一个发射箱，一个发射箱内设置有四个发射通道，四个发射通道的中心成矩形排布。

进一步的，所述回收部包括伞仓，所述降落伞设置在所述伞仓内。

在该技术方案中，通过设置所述伞仓，并在所述伞仓内设置所述降落伞，在所述机体降落时，所述伞仓的仓门打开，所述降落伞弹出，实现所述机体的快速降落，解决了现有技术中机体需跑道才能实现降落问题。

进一步的，所述机体包括前翼和后翼，所述前翼的翼根和所述后翼的翼根为最大厚度16%～20%的平凸翼型，安装角为0°～3°；所述前翼的翼尖和所述后翼的翼尖为最大厚度10%～14%的平凸翼型，安装角为0°～3°；所述前翼的根梢比和所述后翼的根梢比为65%～75%。

在该技术方案中，通过设置所述前翼及所述后翼的参数，提高了所述机体的飞行性能和起降性能，进一步优化了所述无人机的航程和起降能力。

具体的，所述前翼向后旋转，所述后翼向前旋转，使所述机翼叠置在所述机体上。

具体的，本实施例中，所述前翼的翼根和所述后翼的翼根为最大厚度18%的平凸翼型，安装角为0°。所述前翼的翼尖和所述后翼的翼尖为最大厚度12%的平凸翼型，安装角为0°。所述前翼的根梢比和所述后翼的根梢比为69.2%。

进一步的，所述前翼的前缘后掠角为1°～3°，所述前翼的后缘前掠角为1°～3°；所述后翼的前缘后掠角为2°～4°，所述后翼的后缘后掠角为-1°～1°。

具体的，本实施例中，所述前翼的前缘后掠角为2°，所述前翼的后缘前掠角为1.2°；所述后翼的前缘后掠角为2.6°，所述后翼的后缘后掠角为0°。

进一步的，所述前翼上设置有升降舵，所述升降舵按所述前翼1/4弦线在后缘切取，所述升降舵为所述前翼单侧展长的30.3%。

具体的，本实施例中，所述升降舵为所述前翼单侧展长的28%～33%。

进一步的，所述后翼上设置有副翼，所述副翼按所述后翼1/4弦线在后缘切取，所述副翼为所述后翼单侧展长的20%～25%。

具体的，本实施例中，所述副翼为所述后翼单侧展长的22.5%。

进一步的，所述机体包括机身，所述机身包括机尾，所述机尾上设置有涵道螺旋桨，所述涵道螺旋桨的后侧设置有滑流舵，所述滑流舵为最大厚度8%～12%的对称翼型。

具体的，本实施例中，所述滑流舵为最大厚度10%的对称翼型。

实施例1

图1是本实用新型一个实施例的立体结构示意图。图2是本实用新型一个实施例的俯视图。图3是本实用新型一个实施例的主视图。图4是本实用新型一个实施例的后视图。

图5是本实用新型一个实施例的右视图。图6是本实用新型一个实施例的仰视图。图7是本实用新型一个实施例的机翼叠置在机体上时的结构示意图。图8是本实用新型一个实施例的机体和发射箱的结构示意图。图9是本实用新型一个实施例的发射回收过程示意图。

本实施例中的一种长航时无人机系统，包括机体、助推部和回收部；

其中，所述回收部设置在所述机体上，所述回收部包括降落伞8，当所述机体降落时，所述降落伞8弹出。

其中，所述长航时无人机系统还包括发射箱9，所述机体发射前设置在所述发射箱9内，所述机体包括机翼，所述机翼能够转动的设置在所述机体上，当所述机体位于所述发射箱9内时，所述机翼叠置在所述机体上，当所述机体发射出所述发射箱9时，所述机翼旋出所述机体至展开位置上。

其中，所述发射箱9上设置有多个发射通道，1个所述机体发射前设置在1个所述发射通道内，所述长航时无人机系统还包括装载车辆，所述发射箱9设置在所述装载车辆上。

其中，所述回收部包括伞仓，所述降落伞8设置在所述伞仓内。

其中，所述机体包括前翼2和后翼4，所述前翼2的翼根和所述后翼4的翼根为最大厚度16%～20%的平凸翼型，安装角为0°～3°；

所述前翼2的翼尖和所述后翼4的翼尖为最大厚度10%～14%的平凸翼型，安装角为0°～3°；

所述前翼2的根梢比和所述后翼4的根梢比为65%～75%。

其中，所述前翼2的前缘后掠角为1°～3°，所述前翼2的后缘前掠角为1°～3°；所述后翼4的前缘后掠角为2°～4°，所述后翼4的后缘后掠角为-1°～1°。

其中，所述前翼2上设置有升降舵3，所述升降舵3按所述前翼21/4弦线在后缘切取，所述升降舵3为所述前翼2单侧展长的28%～33%。

其中，所述后翼4上设置有副翼5，所述副翼5按所述后翼41/4弦线在后缘切取，所述副翼5为所述后翼4单侧展长的20%～25%。

其中，所述机体包括机身1，所述机身1包括机尾，所述机尾上设置有涵道螺旋桨6，所述涵道螺旋桨6的后侧设置有滑流舵7，所述滑流舵7为最大厚度8%～12%的对称翼型。

发射回收过程如下：第一步先打开发射通道的前门和后门；第二步助推部点火，将无人机机体发射出发射通道；第三步机体的前翼2和后翼4展开飞行；第四步助推部与无人机机体分离，无人机正常飞行；第五步无人机通过降落伞8伞降回收。

最后应说明的是：以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，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。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims

1.一种长航时无人机系统，其特征在于，包括机体、助推部和回收部；

2.根据权利要求1所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述长航时无人机系统还包括发射箱，所述机体发射前设置在所述发射箱内，所述机体包括机翼，所述机翼能够转动的设置在所述机体上，当所述机体位于所述发射箱内时，所述机翼叠置在所述机体上，当所述机体发射出所述发射箱时，所述机翼旋出所述机体至展开位置上。

3.根据权利要求2所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述发射箱上设置有多个发射通道，1个所述机体发射前设置在1个所述发射通道内，所述长航时无人机系统还包括装载车辆，所述发射箱设置在所述装载车辆上。

4.根据权利要求1所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述回收部包括伞仓，所述降落伞设置在所述伞仓内。

5.根据权利要求1所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述机体包括前翼和后翼，所述前翼的翼根和所述后翼的翼根为最大厚度16%～20%的平凸翼型，安装角为0°～3°；

所述前翼的根梢比和所述后翼的根梢比为65%～75%。

6.根据权利要求5所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述前翼的前缘后掠角为1°～3°，所述前翼的后缘前掠角为1°～3°；所述后翼的前缘后掠角为2°～4°，所述后翼的后缘后掠角为-1°～1°。

7.根据权利要求5所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述前翼上设置有升降舵，所述升降舵按所述前翼1/4弦线在后缘切取，所述升降舵为所述前翼单侧展长的28%～33%。

8.根据权利要求5所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述后翼上设置有副翼，所述副翼按所述后翼1/4弦线在后缘切取，所述副翼为所述后翼单侧展长的20%～25%。

9.根据权利要求1所述的长航时无人机系统，其特征在于，所述机体包括机身，所述机身包括机尾，所述机尾上设置有涵道螺旋桨，所述涵道螺旋桨的后侧设置有滑流舵，所述滑流舵为最大厚度8%～12%的对称翼型。