专利名称：一种小型多用途无人机的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种无人机，尤其涉及一种小型多用途无人机，可用于科研实验、遥感探测、航拍等任务，以及作为靶机使用。
背景技术：
无人机由于不需驾驶人员，可以执行许多有人机不便或无法执行的任务，具有体积小、造价低、使用方便。对环境要求低、生存能力强等优点，目前已得到越来越广泛的应用。
俄罗斯的“妖精-D”多用途无人机是在莫斯科航空学院代号为“距离”的远程无人机研究项目背景下研制的，该机翼展5. 86米，机身长5. 4米，重360公斤，飞行速度80-195 公里/小时，航程120公里。W-50型无人机，可配备彩色摄像机、红外热像仪、数码相机等设备，广泛应用于森林防火监察、牧场渔场巡视、城市规划航测、国界边境巡逻、打击走私监控等任务。加装特殊设备后，还可完成无线通信中继、电子对抗模拟、地球物理实验、气象要素取样及科学探险考察等任务，主要技术参数为翼展4. 8米，机长3. 4米。
目前国内公开的一项专利技术一种小型多用途无人机，可用于执行科研实验、遥感探测和空中航拍等飞行任务。该无人机具有如下特点续航时间较长，便于开展对航时要求较高的飞行任务；使用简单，便于操纵；稳定性较好，适合搭载自动驾驶仪、航拍相机、摄像机等设备。
然而，现有多用途无人机主要用于民用领域，其设计并未考虑民用领域之外的其它用途，例如携带包括红外增强器和诱饵弹在内的任务设备，执行空空武器空中机动目标训练任务，或者进行高空长航时的侦察任务等。发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术的不足，提供一种小型多用途无人机。
本发明的小型多用途无人机，包括机体、动力分系统、飞控分系统、电气分系统、测控分系统、任务分系统和回收伞装置，所述机体包括机身、机翼、尾翼、垂直尾翼；机身截面为长方形；机翼为具有中等展弦比、非对称翼型、上单翼布置的平直机翼，机翼分内翼和外翼两部分，外翼可拆卸；尾翼为非对称翼型、矩形平面形状，设置在机身后部，0°安装角，后缘设置升降舵；垂直尾翼为对称翼型、梯形平面形状，设置在机身后部垂直对称面上。
所述机翼为整体机翼，单梁和多双墙式结构，梁为金属与航空层板混合结构，墙为轻木与玻璃钢混合结构；机翼蒙皮采用玻璃钢蜂窝夹心材料组成上下壁板；在副翼悬挂处进行特殊加强；平尾和垂尾均采用木质单梁泡沫夹心玻璃钢结构，设置上、下2个木质翼肋，后缘用轻木条封口 ；副翼为木质单梁泡沫夹心玻璃钢结构，各部件结构连接接头均采用金属制件，用螺栓连接。
所述机身内部用航空层板分隔为多个舱段。从而可根据不同用途灵活方便地调整机身背部空间布置。
所述动力分系统包括发动机、螺旋桨、起动装置以及发动机供油装置；所述发动机为双缸对置二冲程气冷式发动机，安装于机身头部；所述螺旋桨为二叶木质定距拉力式螺旋桨；所述启动装置为手持式电动起动机；所述发动机供油装置包括机上燃油装置和地面燃油快速加注装置，机上燃油装置包括燃油箱、燃油滤和燃油管，燃油箱为软式油箱，油箱设有出油口、放油开关、连通到机翼后端且带有单向自封闭功能的加油口。
所述飞控分系统包括垂直陀螺、角速率陀螺、GPS接收机、飞控计算机、电动伺服舵机和气压高度传感器。
所述机身下部安装有火箭助推器，位于无人机重心偏后的位置。
所述测控分系统包括MDS无线数传电台和机载垂直极化中心馈电天线。
相比现有技术，本发明的小型多用途无人机具有以下优点
(1)低成本研制，以成熟技术为基础，在满足技术指标要求的前提下，选用低成本的配套部件，降低生产成本；在设计过程中贯彻通用化、模块化、标准化设计准则，尽可能减小技术风险，降低研制成本。
(2)能够实现靶机与机载火控系统、靶场地面指挥系统之间的数据通讯，实现靶机搭载的目标增强装置与红外诱饵弹的联动投放，对红外对抗型武器测试和战术训练起到关键重要作用。
(3)由于采用单发固体火箭助推发射型式，控制无人机实现发射升空平稳，伞降回收安全，对起降条件要求较低。
(4)本发明的多用途无人机除了能够应用于民用领域之外，还可携带包括红外增强器和诱饵弹在内的任务设备，执行空空武器空中机动目标训练任务，是国内新型空中机动目标模拟飞行器，具有外形尺寸大，任务载荷大、航时长，可以用作空中目标特征模拟、空中侦察、空中运载平台等。
图1为本发明小型多用途无人机的外形示意图2为本发明小型多用途无人机的机身内部布局示意图3为本发明小型多用途无人机的动力分系统组成框图4为本发明小型多用途无人机的飞控分系统组成框图5为本发明小型多用途无人机的电气分系统组成框图6为遥控数据帧结构；
图7为本发明小型多用途无人机的回收伞装置的组成框图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明
本发明的小型多用途无人机包括机体、动力分系统、飞控分系统、电气分系统、测控分系统、任务分系统和回收伞装置。
本发明的小型多用途无人机机体外形如图1所示，包括机身、机翼、尾翼、垂直尾翼；机身截面为长方形；机翼为具有中等展弦比、非对称翼型、上单翼布置的平直机翼，机4翼分内翼和外翼两部分，外翼可拆卸；尾翼为非对称翼型、矩形平面形状，设置在机身后部， 0°安装角，后缘设置升降舵；垂直尾翼为对称翼型、梯形平面形状，设置在机身后部垂直对称面上。所述机翼为整体机翼，单梁和多双墙式结构，梁为金属与航空层板混合结构，墙为轻木与玻璃钢混合结构；机翼蒙皮采用玻璃钢蜂窝夹心材料组成上下壁板；在副翼悬挂处进行特殊加强；平尾和垂尾均采用木质单梁泡沫夹心玻璃钢结构，设置上、下2个木质翼肋，后缘用轻木条封口 ；副翼为木质单梁泡沫夹心玻璃钢结构，各部件结构连接接头均采用金属制件，用螺栓连接。
机体除主要承力构件外均采用复合材料结构。机身为薄壁壳体，通过轻木材质的梁、桁等纵向构件和横向框板组成受力结构，框板为航空层板，可根据机载设备和任务设备安装情况布置，根据各舱位设备情况在机身上设置口盖；机身、机翼对接框等关键受力部位采用金属结构件局部加强。机身下部安装有火箭助推器，位于无人机重心偏后的位置。
机身内部用航空层板分隔为多个舱段。从而可根据不同用途灵活方便地调整机身背部空间布置。以无人靶机为例，如图2所示，整个机身内部用航空层板分隔为8个舱段。 发动机舱为第一舱段，位于机身的头部；第二舱段内为仪表舱，包括陀螺、电源转换盒、油门舵机，第三舱段为仪表舱，包括飞控计算机、GPS接收器及接收天线、数据传输电台；第四舱段为任务设备舱，即目标增强器安装舱，安装有红外增强器，红外增强器突出机身，和机身呈30°夹角；第五舱段为油箱，位于机身中段全机重心附近；第六舱段内为电气舱，包括机载发电机、电源变换器、蓄电池、输配电盒(汇流盒)等设备；第七舱段内为任务设备舱，安装有诱饵弹及其控制装置；第八舱段为伞舱，回收伞装置设置于机身后部。
本发明无人机的动力分系统，如图3所示，包括发动机、螺旋桨、起动装置以及发动机供油装置。发动机选用(FL350)2a!P、重量< IOkg(干重)的双缸对置二冲程气冷式发动机，安装于机身头部。螺旋桨参数需要根据发动机高度特性和飞机主要飞行状态的高度、速度等参数计算和试验确定，由于火箭助推发射的需要，本具体实施方式
采用二叶木质直径为700mm的定距拉力式螺旋桨。所述启动装置为手持式电动起动机。发动机供油装置包括机上燃油装置和地面燃油快速加注装置，机上燃油装置包括燃油箱、燃油滤和燃油管， 燃油箱为软式油箱，油箱设有出油口、放油开关、连通到机翼后端且带有单向自封闭功能的加油口。
本发明无人机的飞控分系统，如图4所示，包括垂直陀螺、角速率陀螺、GPS接收机、飞控计算机、电动伺服舵机和气压高度传感器。其主要特点如下
a)采用姿态传感器测定无人机的姿态信息，通过飞控内回路达到稳定无人机飞行姿态及航向角的稳定，并具有灵活的操纵特性。
b)采用气压高度和GPS接收机测定的飞行高度信息，通过飞控高度稳定回路来稳定飞行高度。
c)采用GPS接收机测定的无人机当前的位置信息，通过遥测信道下传到地面测控站，由领航员通过遥控信道上传给无人机，可以实现爬高、平飞、下滑、向左、向右、直飞等动作，引导无人机到预定的航区执行干扰侦察等任务。
d)按预先装订的飞行航线，实现三维的自主飞行，并具有航线装订的回检功能; 若GPS信号失锁，通过测控终端操纵无人机飞回着陆场，或立即实现应急伞降回收。
e)控制无人机实现发射升空平稳，以及伞降回收安全。
f)具有良好的安全控制功能。
g)具有快速检测功能。
h)具有将飞行信息通过串口传输给遥控/遥测设备与地面检测设备。
本发明无人机的电气分系统如图5所示，包括机载发电机、电源变换器、蓄电池、 输配电盒、地面供电测试系统和地面发电机(含相关电缆)。电气分系统的主要技术指标如下
a)直流电源22V 30V DC ；
b)发电机功率彡200W;
c)平均故障间隔时间 TBF彡300h ；
d)平均修复时间Ict彡0.5h;
e)重量要求(2Kgo
电气分系统的主要功能
a)完成发电机电压的自动调节，并完成发电机投入电网和从电网脱离；
b)自动实现应急电源对飞控分系统等关键设备供电；
c)根据配电要求，自动实现汇流条和继电器的控制；
d)实现发电机与蓄电池的并联运行；
e)完成机上用电设备供电和各分系统之间信号传输；
f)接受飞控计算机指令控制发动机停车；
g)接受飞控计算机指令控制回收装置的火工品；
h)地面供电时反极性保护。
由于靶机无人机系统采用28V直流电源，所以选取低压直流电源作为靶机无人机系统主电源。
蓄电池采用镍铬蓄电池组，可反复充电使用，能满足应急供电要求。
本发明无人机的测控分系统选用MDS无线数传电台(半双工)作为上、下无线电信道，通过分别设置信道上、下的工作频率，能实现机载单天线完成机载遥控接收和遥控发射。机载天线采用垂直极化中心馈电天线。
测控分系统主要技术指标如下
a)遥测帧长32字节；
b)码速率19.2kbps ；
C)数据刷新率12. 5 帧 /s ；
d)传输误码率1X10-5 ；
e)作用距离大于25km ；
f)工作频率900MHz ；
g)电源28V/3A ；
h)外形参考尺寸■ IOcmX 8cmX 18cm
i)重量小于1. 58kg ；
j)发射功率5W ；
k)接收灵敏度-IlOdBm
1)工作温度-20°C +50 ；
m)贮存温度
η)湿度-20°C +55 ； 90士3% (+350C )； 曲线(15 2000Hz，随机振动)； 彡2g；^ 4g (冲击)。
ο)振动
ρ)轴向过载
q)法向过载
测控分系统主要功能
a)实现对无人机的飞行状态和机载设备工作状态的实时遥控；
b)实现对无人机的飞行状态和机载设备工作状态的实时遥测(包括GPS数据和遥控指令回报)；
c)实现无人机的飞行航迹、遥测参数的实时显示、记录和回放。
测控分系统与飞控计算机采用RS232标准通讯接口，波特率为19200bps，数据位8 位，无校验位，每帧长为32个字节。遥控帧结构如图6所示。上行遥控为突发方式，有指令时连发7帧(帧计数器每帧加1)。
遥控数据说明如下
A.同步码 EB90 ；
B.遥控开关指令+加扰调制码；
C.任务开关指令+加扰调制码；
D.数据注入码；
E.注入数据分组码；
F.注入数据；
G.连续指令备份；
H.帧计数器；
航迹注入(输入航线及起点)时，数据分组码E为Id IOOd分别对应1 100 航点，相应航线由D中内容(Clh C7h)确定，后续数据为相应经纬度、高度；
设置航线及起点时，数据分组码E为Id IOOd分别对应1 100航点，相应航线由D中内容(Clh C7h)确定；
航线1为自主飞行航线；
航线2为通场飞行的双向航线；
航线3为完成飞向回收场地并自动回收的航线。
本发明无人机的回收伞装置，如图7所示，包括回收伞、伞舱及伞舱盖、舱盖锁闭
I.模 256 和校验(YjY ) mod 256 = 0。
数据注入码D
· OOh无数据
· Alh A7h航迹注入(1 3条)
· Blh B7h航迹查询(1 3条)的整条或某点
· Clh C7h设置航线及起点(1 3条的某点)
· 93h地面气压高度
· 9Bh磁偏角及开启机构、伞与飞机连接机构、引导伞开伞机构。回收伞选用南京513厂的十字形定型伞作适当改进，其主要性能指标为
a)回收速度l80km/h ；
b)回收高度>100m;
c)回收质量90kg ；
d)回收伞最大开伞过载3g ；
e)最大着陆速度6m/s ；
f)最大着陆过载4g;
g)回收伞质量彡2. ^g;
h)回收伞包装体积彡0. 01m3 ；
引导伞设计为0. 5m2的方形伞。方形伞的优点是阻力系数较大，稳定性比圆形伞好。主伞设计为80m2的十字形伞。十字形伞稳定性特别好，制造工艺简单，开伞动载较小， 但对称性要求高，重量和体积较大。连接带采用高强开夫拉织物，伞衣采用高强锦丝织物， 伞绳采用超高强聚乙烯材料，以减轻伞的重量。
伞与飞机连接机构采用前后二点连接方式，飞机着陆稳定性较好，连接带走向设计对飞机结构影响较小。
引导伞开伞机构在伞舱盖的背面装上引导伞开伞机构，使引导伞尽量远离飞机， 减少飞机对引导伞等的干扰，提高引导伞的工作可靠性。
权利要求
1.一种小型多用途无人机，包括机体、动力分系统、飞控分系统、电气分系统、测控分系统、任务分系统和回收伞装置，其特征在于，所述机体包括机身、机翼、尾翼、垂直尾翼；机身截面为长方形；机翼为具有中等展弦比、非对称翼型、上单翼布置的平直机翼，机翼分内翼和外翼两部分，外翼可拆卸；尾翼为非对称翼型、矩形平面形状，设置在机身后部，0°安装角，后缘设置升降舵；垂直尾翼为对称翼型、梯形平面形状，设置在机身后部垂直对称面上。
2.如权利要求1所述小型多用途无人机，其特征在于，所述机身内部用航空层板分隔为多个舱段。
3.如权利要求1所述小型多用途无人机，其特征在于，所述动力分系统包括发动机、 螺旋桨、起动装置以及发动机供油装置；所述发动机为双缸对置二冲程气冷式发动机，安装于机身头部；所述螺旋桨为二叶木质定距拉力式螺旋桨；所述启动装置为手持式电动起动机；所述发动机供油装置包括机上燃油装置和地面燃油快速加注装置，机上燃油装置包括燃油箱、燃油滤和燃油管，燃油箱为软式油箱，油箱设有出油口、放油开关、连通到机翼后端且带有单向自封闭功能的加油口。
4.如权利要求1所述小型多用途无人机，其特征在于，所述飞控分系统包括垂直陀螺、 角速率陀螺、GPS接收机、飞控计算机、电动伺服舵机和气压高度传感器。
5.如权利要求1所述小型多用途无人机，其特征在于，所述机翼为整体机翼，单梁和多双墙式结构，梁为金属与航空层板混合结构，墙为轻木与玻璃钢混合结构；机翼蒙皮采用玻璃钢蜂窝夹心材料组成上下壁板；在副翼悬挂处进行特殊加强；平尾和垂尾均采用木质单梁泡沫夹心玻璃钢结构，设置上、下2个木质翼肋，后缘用轻木条封口 ；副翼为木质单梁泡沫夹心玻璃钢结构，各部件结构连接接头均采用金属制件，用螺栓连接。
6.如权利要求1所述小型多用途无人机，其特征在于，所述机身下部安装有火箭助推器，位于无人机重心偏后的位置。
7.如权利要求1所述小型多用途无人机，其特征在于，所述测控分系统包括MDS无线数传电台和机载垂直极化中心馈电天线。
全文摘要
本发明公开了一种小型多用途无人机。本发明的小型多用途无人机包括机体、动力分系统、飞控分系统、电气分系统、测控分系统、任务分系统和回收伞装置，所述机体包括机身、机翼、尾翼、垂直尾翼；机身截面为长方形；机翼为具有中等展弦比、非对称翼型、上单翼布置的平直机翼，机翼分内翼和外翼两部分，外翼可拆卸；尾翼为非对称翼型、矩形平面形状，设置在机身后部，0o安装角，后缘设置升降舵；垂直尾翼为对称翼型、梯形平面形状，设置在机身后部垂直对称面上。本发明的小型多用途无人机具有成本低廉、用途广泛、环境适应性强等优点。
文档编号B64C3/20GK102501973SQ20111036452
公开日2012年6月20日 申请日期2011年11月17日 优先权日2011年11月17日
发明者李猛, 浦黄忠, 王道波, 甄子洋 申请人:南京航空航天大学