一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及航空飛行器領(lǐng)域，具體涉及一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]無尾飛翼飛機(jī)通常采用翼身融合設(shè)計(jì)，即機(jī)身和機(jī)翼之間沒有明顯的界限，機(jī)身和機(jī)翼構(gòu)成一個(gè)升力體，有利于提高全機(jī)升阻，增大有效載荷、續(xù)航時(shí)間與最大航程，減小全向(O?360度)雷達(dá)反射截面積，提高飛機(jī)的隱身性能。但是，這種氣動(dòng)布局會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)的縱向、橫航向穩(wěn)定性降低，航向控制困難。
[0003]目前，常規(guī)氣動(dòng)布局飛機(jī)主要由機(jī)身、機(jī)翼、水平尾翼和垂直尾翼組成，飛行中機(jī)身和尾翼會(huì)一直產(chǎn)生阻力，使得全機(jī)升阻比降低，航程減小?，F(xiàn)有的飛翼飛機(jī)通常在翼尖或者機(jī)身尾部安裝了垂尾，用于增強(qiáng)飛機(jī)橫側(cè)向穩(wěn)定性與航向控制能力，但是這樣會(huì)導(dǎo)致全機(jī)阻力和雷達(dá)反射截面積增大，降低飛機(jī)航程及隱身性能。
【實(shí)用新型內(nèi)容】
[0004]本實(shí)用新型的目的在于提供了一種可以克服無尾飛翼飛機(jī)縱向、橫航向穩(wěn)定性差，解決航向控制難的多操縱面無尾飛翼無人機(jī)。
[0005]為實(shí)現(xiàn)上述目的，本實(shí)用新型采取的技術(shù)方案為:
[0006]一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，包括翼身融合體、對(duì)稱安裝在翼身融合體兩側(cè)的左外翼和右外翼、安裝在翼身融合體尾部的動(dòng)力裝置(螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)或者渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī))、減震起落架裝置以及對(duì)稱布置的操縱面，所述左外翼、右外翼與所述翼身融合體固連，所述動(dòng)力裝置與翼身融合體的尾部固連，所述減震起落架裝置由前起落架、兩個(gè)主起落架組成，所述前起落架與翼身融合體前部固連，所述兩個(gè)主起落架對(duì)稱固連于翼身融合體的中部靠外的位置，兩個(gè)主起落架的機(jī)輪上安裝有氣動(dòng)剎車，所述前起落架(安裝有轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，通過電動(dòng)或者液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，所述多操縱面由第一舵面、第二舵面、第三舵面、第四舵面、第五舵面、第六舵面、第七舵面、第八舵面組成，所述第一舵面、第二舵面、第三舵面、第四舵面、第五舵面、第六舵面、第七舵面、第八舵面分別通過金屬合頁與翼身融合體后緣相連，所述第一舵面、第二舵面、第三舵面、第四舵面、第五舵面、第六舵面、第七舵面、第八舵面通過電動(dòng)或者液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)。
[0007]作為優(yōu)選，所述的起落架裝置利用液壓或者氣動(dòng)方式折疊收放。
[0008]作為優(yōu)選，所述的第四舵面和第八舵面為開裂式阻力方向舵。
[0009]作為優(yōu)選，上還包括空速管，所述空速管與所述翼身融合體前部固連，用于將飛行時(shí)的動(dòng)靜壓信號(hào)傳給無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)。
[0010]本實(shí)用新型具有以下有益效果:
[0011]采用無水平尾翼和垂直尾翼的翼身融合氣動(dòng)布局，設(shè)置了 8個(gè)相互獨(dú)立的操縱面，通過各個(gè)舵面的組合控制解決無尾飛翼飛機(jī)的縱向與橫側(cè)向的穩(wěn)定性與操作性不足，航向控制困難等問題。機(jī)體結(jié)構(gòu)采用模塊化設(shè)計(jì)，方便拆裝，便于運(yùn)輸，維護(hù)方便。
【附圖說明】
[0012]圖1為本實(shí)用新型實(shí)施例一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)的立體圖。
[0013]圖2為圖1的主視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0014]為了使本實(shí)用新型的目的及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下結(jié)合實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)行進(jìn)一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用以解釋本實(shí)用新型，并不用于限定本實(shí)用新型。
[0015]如圖1-2所示，本實(shí)用新型實(shí)施例提供了一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，包括翼身融合體1、對(duì)稱安裝在翼身融合體兩側(cè)的左外翼2.1和右外翼2.2、安裝在翼身融合體尾部的動(dòng)力裝置3、減震起落架裝置4以及對(duì)稱布置的操縱面5，所述左外翼2.1、右外翼2.2與所述翼身融合體I固連，所述動(dòng)力裝置3與翼身融合體I的尾部固連，所述減震起落架裝置4由前起落架4.1、主起落架4.2、4.3組成，所述前起落架4.1與翼身融合體I前部固連，所述主起落架4.2,4.3對(duì)稱固連于翼身融合體I的中部靠外的位置，主起落架4.2,4.3的機(jī)輪上安裝有氣動(dòng)剎車，所述前起落架4.1安裝有轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，通過電動(dòng)或者液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，所述多操縱面5由第一舵面5.1、第二舵面5.2、第三舵面5.3、第四舵面5.4、第五舵面5.5、第六舵面5.6、第七舵面5.7、第八舵面5.8組成，所述第一舵面5.1、第二舵面5.2、第三舵面5.3、第四舵面5.4、第五舵面5.5、第六舵面5.6、第七舵面5.7、第八舵面5.8分別通過金屬合頁與翼身融合體I后緣相連，所述第一舵面5.1、第二舵面5.2、第三舵面5.3、第四舵面5.4、第五舵面5.5、第六舵面5.6、第七舵面5.7、第八舵面5.8通過電動(dòng)或者液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)。
[0016]所述的起落架裝置4利用液壓或者氣動(dòng)方式折疊收放。
[0017]所述的第四舵面5.4和第八舵面5.8為開裂式阻力方向舵。
[0018]上還包括空速管6，所述空速管6與所述翼身融合體I前部固連，用于將飛行時(shí)的動(dòng)靜壓信號(hào)傳給無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)。
[0019]本具體實(shí)施采用無尾翼身融合設(shè)計(jì)，機(jī)翼具有較大的后掠角，在機(jī)翼后緣配置了 8個(gè)相互獨(dú)立的操縱面，其中在機(jī)翼外側(cè)布置了開裂式阻力方向舵，用于控制飛機(jī)的航向。采用多操縱面組合偏轉(zhuǎn)控制方式可以解決飛機(jī)縱向、橫側(cè)向控制效率低的問題。動(dòng)力裝置布置在機(jī)身尾部，采用螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)或者渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)提供飛行動(dòng)力。起落架裝置采用液壓減震，氣動(dòng)收放方式。主機(jī)輪安裝有氣動(dòng)剎車，前起落架配置了轉(zhuǎn)向裝置，用于飛機(jī)在地面滑行時(shí)的方向控制
[0020]以上所述僅是本實(shí)用新型的優(yōu)選實(shí)施方式，應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本實(shí)用新型原理的前提下，還可以作出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本實(shí)用新型的保護(hù)范圍。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，其特征在于，包括翼身融合體(I)、對(duì)稱安裝在翼身融合體兩側(cè)的左外翼(2.1)和右外翼(2.2)、安裝在翼身融合體尾部的動(dòng)力裝置(3)、減震起落架裝置(4)以及對(duì)稱布置的操縱面(5)，所述左外翼(2.1)、右外翼(2.2)與所述翼身融合體(I)固連，所述動(dòng)力裝置(3)與翼身融合體(I)的尾部固連，所述減震起落架裝置(4)由前起落架(4.1)、主起落架(4.2,4.3)組成，所述前起落架(4.1)與翼身融合體(I)前部固連，所述主起落架(4.2、4.3)對(duì)稱固連于翼身融合體(I)的中部靠外的位置，主起落架(4.2、4.3)的機(jī)輪上安裝有氣動(dòng)剎車，所述前起落架(4.1)安裝有轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)，通過電動(dòng)或者液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，所述多操縱面(5)由第一舵面(5.1)、第二舵面(5.2)、第三舵面(5.3)、第四舵面(5.4)、第五舵面(5.5)、第六舵面(5.6)、第七舵面(5.7)、第八舵面(5.8)組成，所述第一舵面(5.1)、第二舵面(5.2)、第三舵面(5.3)、第四舵面(5.4)、第五舵面(5.5)、第六舵面(5.6)、第七舵面(5.7)、第八舵面(5.8)分別通過金屬合頁與翼身融合體(I)后緣相連，所述第一舵面(5.1)、第二舵面(5.2)、第三舵面(5.3)、第四舵面(5.4)、第五舵面(5.5)、第六舵面(5.6)、第七舵面(5.7)、第八舵面(5.8)通過電動(dòng)或者液壓舵機(jī)驅(qū)動(dòng)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，其特征在于，所述的起落架裝置(4)利用液壓或者氣動(dòng)方式折疊收放。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，其特征在于，所述的第四舵面(5.4)和第八舵面(5.8)為開裂式阻力方向舵。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，其特征在于，還包括空速管(6)，所述空速管(6)與所述翼身融合體(I)前部固連。
【專利摘要】本實(shí)用新型公開了一種無尾飛翼多操縱面無人機(jī)，包括翼身融合體、對(duì)稱安裝在翼身融合體兩側(cè)的左外翼和右外翼、安裝在翼身融合體尾部的動(dòng)力裝置、減震起落架裝置以及對(duì)稱布置的操縱面，所述左外翼、右外翼與所述翼身融合體固連，所述動(dòng)力裝置與翼身融合體的尾部固連，所述減震起落架裝置由前起落架、兩個(gè)主起落架組成。本實(shí)用新型采用無水平尾翼和垂直尾翼的翼身融合氣動(dòng)布局，設(shè)置了8個(gè)相互獨(dú)立的操縱面，通過各個(gè)舵面的組合控制解決無尾飛翼飛機(jī)的縱向與橫側(cè)向的穩(wěn)定性與操作性不足，航向控制困難等問題。機(jī)體結(jié)構(gòu)采用模塊化設(shè)計(jì)，方便拆裝，便于運(yùn)輸，維護(hù)方便。
【IPC分類】B64C9-00
【公開號(hào)】CN204399465
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201520031655
【發(fā)明人】屈曉波, 章衛(wèi)國(guó), 李中健, 李廣文, 史靜平, 劉小雄, 李愛軍
【申請(qǐng)人】西北工業(yè)大學(xué)
【公開日】2015年6月17日
【申請(qǐng)日】2015年1月14日