CN218258745U - 一种高时速涡喷动力靶机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种高时速涡喷动力靶机，包括机身、与机身可拆卸连接的机头，机身的内部设有油箱，机身的尾端内部通过发动机支架固定有涡喷发动机；所述油箱和涡喷发动机之间设有防气泡油箱，所述油箱具有油箱进油口和油箱出油口，油箱中的油经所述油箱出油口进入所述防气泡油箱中进行沉淀，然后进入涡喷发动机；机头的内部设置有电池支架，所述电池支架通过铆接固定在电池仓隔框上，电池仓隔框镶嵌在机身的内部，所述电池支架上设置有电池，电池的上方设置有电台；所述机头的后方设置有伞舱，所述伞舱的一侧为控制舱，所述伞舱和油箱之间设置有伞舱隔框。本实用新型的高时速涡喷动力靶机在高空飞行时飞行速度高，成本更低、操作更简单。

Description

一种高时速涡喷动力靶机

技术领域

本实用新型属于无人机的技术领域，尤其涉及一种高时速涡喷动力靶机。

背景技术

随着近年来无人机产业的快速发展，在军用、民用领域得到广泛应用。尤其是固定翼无人机，在航拍、航测、电力选线、前沿侦查等方面发展更为迅速。中高速靶机在各个国家的实战训练中得到广泛的应用，对提高实战训练标准和作战能力有较大帮助。但是目前，国内大部分无人机属于中低速无人靶机，且构造复杂，不能满足军用靶机领域和民用高端领域的要求。

现有无人机大多为中低速无人靶机，低速无人靶机采用发动机带动螺旋桨转动为无人机提供动力，现有中速无人靶机采用涡喷发动机，高速无人靶机比较少，且成本较高，操作复杂，现有机身的气动外形大多采用普通的流线型，空气阻力大。

实用新型内容

基于以上现有技术的不足，本实用新型所解决的技术问题在于提供一种高时速涡喷动力靶机，在高空飞行时飞行速度高，成本更低、操作更简单。

为了解决上述技术问题，本实用新型通过以下技术方案来实现：本实用新型提供一种高时速涡喷动力靶机，包括机身、与所述机身可拆卸连接的机头，所述机身的内部设有油箱，所述机身的尾端内部通过发动机支架固定有涡喷发动机；所述油箱和涡喷发动机之间设有防气泡油箱，所述油箱具有油箱进油口和油箱出油口，所述油箱中的油经所述油箱出油口进入所述防气泡油箱中进行沉淀，然后进入所述涡喷发动机；所述机头的内部设置有电池支架，所述电池支架通过铆接固定在电池仓隔框上，所述电池仓隔框镶嵌在机身的内部，所述电池支架上设置有电池，所述电池的上方设置有电台；所述机头的后方设置有伞舱，所述伞舱的一侧为控制舱，所述伞舱和油箱之间设置有伞舱隔框。

进一步的，所述机身的尾部上端两侧设有右尾翼和左尾翼，所述右尾翼和左尾翼通过尾翼插销与机身尾部的尾翼插孔固定在机身的尾部两侧。

进一步的，所述机身上设置有向外延伸的机翼，所述机翼上设置有副翼；所述机翼为双突不对称层流翼型，其翼展为1700mm，机翼的展弦比为7.2％；所述机翼通过M6*45的不锈钢沉头内六角螺钉配合机翼固定孔固定在机身上。

可选的，所述机身上对应所述机翼的位置设有飞控安装平台，飞控通过沉头内六角螺钉固定在所述飞控安装平台上；飞控舱盖盖在飞控上，所述飞控舱盖的边缘与所述机翼对齐，并通过将M5*16的沉头内六角螺钉拧入飞控舱盖固定口内将飞控舱盖固定在机身上。

进一步的，所述机身的尾部设有尾翼舵机，所述尾翼舵机的摇臂插入尾翼舵机摇臂插口用于驱动所述右尾翼和左尾翼。

可选的，所述控制舱包括：第一舵机开关、第二舵机开关、飞控开关、任务开关、切伞开关、发动机短路开关、充电插口、备用充电插口。

进一步的，所述机身的尾部通过尾喷管固定支架固定有用于喷气的尾喷管。

由上，本实用采用独特的气动外形，极大地减少了空气阻力，采用单独的控制舱，更简单的操控飞机，机身采用碳纤维复合材料，更结实，成本更低。本实用新型的高时速涡喷动力靶机在高空飞行时飞行速度高，成本更低、操作更简单。

上述说明仅是本实用新型技术方案的概述，为了能够更清楚了解本实用新型的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本实用新型的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下结合优选实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例的技术方案，下面将对实施例的附图作简单地介绍。

图1为本实用新型的高时速涡喷动力靶机的结构示意图之一；

图2为本实用新型的高时速涡喷动力靶机的结构示意图之二；

图3为本实用新型的高时速涡喷动力靶机的结构示意图之三；

图4为本实用新型的尾翼的结构示意图；

图5为本实用新型的控制舱的结构示意图；

图6为本实用新型的机翼与机身连接的示意图之一；

图7为本实用新型的机翼与机身连接的示意图之二；

图8为本实用新型的尾推座的结构示意图。

图中，1-空速管，2-电池支架，3-电台，4-电池，5-电池仓隔框，6-控制舱，7-伞舱，8伞舱隔框，9-油箱进油口，10-油箱出油口，11-油箱，12-防气泡油箱，13-涡喷发动机，14-发动机支架，15-尾喷管，16-右尾翼，17-左尾翼，18-尾翼舵机，19-进油阀门，20-进气道，21-飞控，22-机翼，23-副翼，24-尾翼插销，25-尾翼舵机摇臂插口，26-第一舵机开关，27-第二舵机开关，28-飞控开关，29-任务开关，30-切伞开关，31-发动机短路开关，32-充电插口，33-备用充电插口，34-机翼固定孔，35-飞控安装平台，36-飞控舱盖固定口，37-副翼舵机控制装置，38-机头，39-控制舱盖，40-伞舱盖，41-飞控舱盖，42-尾喷管固定支架，43-发动机舱盖，44-机身，45-尾推座，46-尾翼插孔。

具体实施方式

下面结合附图详细说明本实用新型的具体实施方式，其作为本说明书的一部分，通过实施例来说明本实用新型的原理，本实用新型的其他方面、特征及其优点通过该详细说明将会变得一目了然。在所参照的附图中，不同的图中相同或相似的部件使用相同的附图标号来表示。

需要说明，本实用新型实施例中所有方向性指示(诸如上、下、外、内、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

如图1至图8所示，本实用新型的高时速涡喷动力靶机包括具有独特的气动外形的机身44、设置在机身44上并向外延伸的机翼22，机翼22上设置有副翼23，机翼22上设有用于控制副翼23运动的副翼舵机控制装置37。机身44的尾部上端两侧设有右尾翼16和左尾翼17，该右尾翼16和左尾翼17构成V型尾翼。机头38的前端设置有铝制空速管1，机身44的中部底部设置有尾推座45。机翼22为双突不对称层流翼型，其翼展为1700mm，机翼的展弦比为7.2％，机身44的长度为3m。机翼22通过M6*45的不锈钢沉头内六角螺钉配合机翼固定孔34固定在机身44上。

机身44上对应机翼22的位置设有飞控安装平台35，飞控21通过4颗M3*8的沉头内六角螺钉固定在飞控安装平台35上，将飞控舱盖41盖在飞控21上，飞控舱盖41的边缘与所述机翼22对齐，并通过将M5*16的沉头内六角螺钉拧入飞控舱盖固定口36内将飞控舱盖41固定在机身44上。

另外，右尾翼16和左尾翼17通过尾翼插销24与机身尾部的尾翼插孔46固定在机身44的尾部两侧。机身44的尾部设有尾翼舵机18，尾翼舵机18的摇臂插入尾翼舵机摇臂插口25用于驱动右尾翼16和左尾翼17。机头38采用可拆卸方式安装，内部设置有电池支架2，电池支架2通过铆接固定在电池仓隔框5上，电池仓隔框5镶嵌在机身44的内部，电池支架2上设置有电池4，电池4的上方设置有电台3，机头38的后方设置有伞舱7，伞舱7上设有伞舱盖40，伞舱7的左侧为控制舱6，控制舱6上设有控制舱盖39。伞舱隔框8设置在伞舱7和油箱11之间，起承接作用。控制舱6包括：第一舵机开关26、第二舵机开关27、飞控开关28、任务开关29、切伞开关30、发动机短路开关31、充电插口32、备用充电插口33。

机身44的内部设有油箱11，油箱11的形状根据无人机内部机构和机身优化设计，且采用碳纤维复合材料，最大限度的减轻了无人机的重量，油箱11具有油箱进油口9和油箱出油口10，油箱进油口9上安装有进油阀门19，通过进油阀门19可以为油箱11加油。机身44的前端一侧设有进气道20。机身44的尾端内部通过发动机支架14固定有用于为本实用新型的靶机提供动力的涡喷发动机13，涡喷发动机13上设有发动机舱盖43，油箱11和涡喷发动机13之间设有防气泡油箱12，油从油箱出油口10出来进入防气泡油箱12进行沉淀，然后进入涡喷发动机13。机身44的尾部通过尾喷管固定支架42固定有用于喷气的尾喷管15。

以上所述是本实用新型的优选实施方式而已，当然不能以此来限定本实用新型之权利范围，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和变动，这些改进和变动也视为本实用新型的保护范围。

Claims (7)

1.一种高时速涡喷动力靶机，包括机身(44)、与所述机身(44)可拆卸连接的机头(38)，其特征在于，所述机身(44)的内部设有油箱(11)，所述机身(44)的尾端内部通过发动机支架(14)固定有涡喷发动机(13)；

所述油箱(11)和涡喷发动机(13)之间设有防气泡油箱(12)，所述油箱(11)具有油箱进油口(9)和油箱出油口(10)，所述油箱(11)中的油经所述油箱出油口(10)进入所述防气泡油箱(12)中进行沉淀，然后进入所述涡喷发动机(13)；

所述机头(38)的内部设置有电池支架(2)，所述电池支架(2)通过铆接固定在电池仓隔框(5)上，所述电池仓隔框(5)镶嵌在机身(44)的内部，所述电池支架(2)上设置有电池(4)，所述电池(4)的上方设置有电台(3)；

所述机头(38)的后方设置有伞舱(7)，所述伞舱(7)的一侧为控制舱(6)，所述伞舱(7)和油箱(11)之间设置有伞舱隔框(8)。

2.如权利要求1所述的高时速涡喷动力靶机，其特征在于，所述机身(44)的尾部上端两侧设有右尾翼(16)和左尾翼(17)，所述右尾翼(16)和左尾翼(17)通过尾翼插销(24)与机身尾部的尾翼插孔(46)固定在机身(44)的尾部两侧。

3.如权利要求1所述的高时速涡喷动力靶机，其特征在于，所述机身(44)上设置有向外延伸的机翼(22)，所述机翼(22)上设置有副翼(23)；所述机翼(22)为双突不对称层流翼型，其翼展为1700mm，机翼的展弦比为7.2％；所述机翼(22)通过M6*45的不锈钢沉头内六角螺钉配合机翼固定孔(34)固定在机身(44)上。

4.如权利要求3所述的高时速涡喷动力靶机，其特征在于，所述机身(44)上对应所述机翼(22)的位置设有飞控安装平台(35)，飞控(21)通过沉头内六角螺钉固定在所述飞控安装平台(35)上；飞控舱盖(41)盖在飞控(21)上，所述飞控舱盖(41)的边缘与所述机翼(22)对齐，并通过将M5*16的沉头内六角螺钉拧入飞控舱盖固定口(36)内将飞控舱盖(41)固定在机身(44)上。

5.如权利要求2所述的高时速涡喷动力靶机，其特征在于，所述机身(44)的尾部设有尾翼舵机(18)，所述尾翼舵机(18)的摇臂插入尾翼舵机摇臂插口(25)用于驱动所述右尾翼(16)和左尾翼(17)。

6.如权利要求1所述的高时速涡喷动力靶机，其特征在于，所述控制舱(6)包括：第一舵机开关(26)、第二舵机开关(27)、飞控开关(28)、任务开关(29)、切伞开关(30)、发动机短路开关(31)、充电插口(32)、备用充电插口(33)。

7.如权利要求1所述的高时速涡喷动力靶机，其特征在于，所述机身(44)的尾部通过尾喷管固定支架(42)固定有用于喷气的尾喷管(15)。

Images