一种舰载撞网回收无人的制造方法
【专利摘要】一种舰载撞网回收无人机，包括：机身、机翼、副翼、水平尾翼、升降舵、垂直尾翼、方向舵、发动机、螺旋桨；机翼安装在机身上，机翼采用上单翼布局，左右各配置一副翼；水平尾翼安装在机身尾部上端，采用双垂尾布局，左右垂直尾翼分别与水平尾翼翼端连接，所述水平尾翼有1.5°的安装角，其前缘高于后缘，水平尾翼后缘设置有升降舵，垂直尾翼后缘设置有方向舵，发动机安装在机身的末端用以驱动螺旋桨转动。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；抗风能力强，稳定性好，适用于复杂海况下飞行任务；弹射起飞，高精度撞网零距回收，适用于舰艇上狭小空间发射回收；全机模块化设计，便于装箱运送，减小舰上占用空间。
【专利说明】—种舰载撞网回收无人机
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种舰载撞网回收无人机，属于航空飞行器设计领域。
【背景技术】
[0002]无人机是一种有动力驱动，机上无人驾驶，可重复或一次使用的航空器。无人机成本较为低廉，能够避免驾驶人员的伤亡，可以执行许多有人机所不能执行的任务，应用前景广阔。
[0003]常规无人机回收方式包括滑翔降落回收和伞降回收，而滑翔降落回收需要有平坦开阔产地，回收距离较长，舰上环境无法满足其空间要求。伞降则不易精确控制降落地点，受风的影响较大，无人机落舰的可能性很低，无法重复使用。因此在舰上使用无人机需采用撞网回收这种高精度零距回收方式，回收位置准确，占用空间小。
[0004]现有小型无人机全机机构及布局形式均不适用于完成撞网回收的过载强度要求，且常规小型无人机无法满足在复杂海洋环境下的使用需求，同时常规小型无人机无法快速拆装，不利于装箱运输。
[0005]因此，需要一种机体结构设计合理能够承受高强度回收过载、主要部件可以方便拆装，同时飞可在复杂环复杂海洋环境条件下执行飞行任务无人机。
【发明内容】
[0006]本发明的技术解决问题:克服现有技术的不足，提供了一种舰载撞网回收无人机，解决了现有小型无人机结构强度不能满足撞网回收高强度过载要求的问题，在撞网回收过程中不但过载冲击大，且受载时间长。本发明设计舰载撞网回收无人机不但机身结构能够承担大过载，同时机翼结构作为回收过程中主要受力体同样能够承担大过载的。同时为满足无人机舰上使用要求，要求无人机主要部件可快速拆卸，装箱运输，本发明设计舰载撞网回收无人机的机翼与机身连接结构，水平尾翼与机身连接结构，水平尾翼与垂直尾翼连接结构可实现无人机主要部件的快速拆卸，便于舰上使用，减少占用空间。
[0007]本发明的技术解决方案:
[0008]一种舰载撞网回收无人机，包括:机身、机翼、副翼、水平尾翼、升降舵、垂直尾翼、方向舵、发动机、螺旋桨；
[0009]机翼安装在机身上，机翼采用上单翼布局，左右各配置一副翼；水平尾翼安装在机身尾部上端，采用双垂尾布局，左右垂直尾翼分别与水平尾翼翼端连接，所述水平尾翼有。-°的安装角，其前缘高于后缘，水平尾翼后缘设置有升降舵，垂直尾翼后缘设置有方向舵，发动机安装在机身的末端用以驱动螺旋桨转动；
[0010]所述机翼与机身之间为可拆卸连接，机翼包括承力框、两个承力梁、机翼连接耳片、机翼上蒙皮、机翼下蒙皮、机翼前后缘填充物；两个承力梁沿展向设置在机翼内部，两个承力梁之间通过多个承力框固连为一体，机翼上下表面分别为机翼上蒙皮和机翼下蒙皮，在机翼内前缘和后缘处填充有机翼前后缘填充物，机翼连接耳片固定安装在承力框上，且穿出下蒙皮，与机身上相对应的耳片对接，并通过螺栓固定；
[0011]水平尾翼与机身之间为可拆卸连接，水平尾翼包括水平尾翼填充物、上加强肋板、下加强肋板、水平尾翼上蒙皮、水平尾翼下蒙皮、水平尾翼垂直耳片、水平尾翼水平耳片和水平尾翼翼端竖肋；水平尾翼的上下表面分别是水平尾翼上蒙皮、水平尾翼下蒙皮，水平尾翼内部充满水平尾翼填充物，上加强肋板沿展向粘接在水平尾翼上蒙皮内侧表面，下加强肋板沿展向粘接在水平尾翼下蒙皮内侧表面，水平尾翼水平耳片固定在下加强肋板上，且穿出水平尾翼下蒙皮，与机身上对应的耳片对接，水平尾翼水平耳片与其相对应耳片通过螺栓沿水平方向固定，水平尾翼垂直角盒固定在水平尾翼上蒙皮、水平尾翼下蒙皮之间，水平尾翼垂直角盒与其相对应角盒通过螺栓沿竖直方向固定，水平尾翼翼端竖肋固定在上加强肋板和下加强肋板，安装在翼端处，用于与垂直尾翼的前缘下部卡口对接；；
[0012]垂直尾翼与水平尾翼之间为可拆卸连接，垂直尾翼包括垂直尾翼填充物、左加强肋板、右加强肋板和垂直尾翼蒙皮；垂直尾翼外表面为垂直尾翼蒙皮，左加强肋板和右加强肋板均沿竖直方向粘接在垂直尾翼蒙皮的内侧表面，垂直尾翼内部充满垂直尾翼填充物，垂直尾翼的前缘下部开有卡口，与水平尾翼的翼端卡接，通过螺栓沿水平方向固定。
[0013]机翼上蒙皮、机翼下蒙皮、水平尾翼上蒙皮、水平尾翼下蒙皮和垂直尾翼蒙皮均为双层结构，且双层结构之间有碳纤维层。
[0014]机翼前后缘填充物、水平尾翼填充物和垂直尾翼填充物采用硬质泡沫。
[0015]所述水平尾翼有1.5°的安装角。机翼的前缘后掠角为3°。机翼的机翼展长为
3.2mο垂直尾翼的前缘后掠角为43°。垂直尾翼的面积为0.1lm20水平尾翼的展长为1.2m。水平尾翼的前缘后掠角为27°。
[0016]本发明与现有技术相比带来的有益效果:
[0017](I)承受高强度回收过载
[0018]该无人机采用符合撞网回收需求机翼布局及结构形式，无人机在撞网回收过程中，主要依靠机翼承担高强度过载，使无人机减速下落。优化后的机翼前缘后掠角可以使机翼上承担过载分布合理，越接近翼跟承担载荷越强。加强机翼结构设计可以满足撞网后无人机不会受损的要求，同时具有最小的结构质量。无人机机身结构采用硬壳-桁梁式结构，此种结构形式通过桁梁的合理布局，使得无人机具有很强的轴向抗过载能力，并且机翼受到过载可以合理传力到机身。并且该种结构形式可以解决无人机口盖过多，对无人机机体结构强度造成的影响。独特设计机翼与机身连接结构，保证回收过程中，大的载荷能通过机翼传导到机身，并且在此过程中连接结构不会出现变形扭转等不可恢复损坏。
[0019](2)主要部件可以方便拆装
[0020]翼与机身连接结构，水平尾翼与机身连接结构，水平尾翼与垂直尾翼连接结构都为实现快速拆卸而专门设计，附属连接物少，可实现单人短时间内完成无人机主要部件的快速拆装，方便装箱存贮，有利于于舰上使用，减少占用空间。
[0021](3)无人机稳定性与操作性好
[0022]该小型无人机采用上单翼、双垂尾和推进式动力的布局型式，具有优异的空气动力学特性，对垂直尾翼后掠角，垂直尾翼面积，水平尾翼后掠角，水平尾翼展长进行优化后优选最有值。使无人机在执行任务过程中不受海上强风干扰，在回收段又有好的机动性，可操作性强能实现高精度撞网控制要求。全机的飞行稳定性与操作性达到了极好的平衡，无人机抗扰动能力较强，可控性也较好；
【专利附图】
【附图说明】
[0023]图1为本发明的无人机全机结构及布局示意图；
[0024]图2为本发明的机翼整体结构示意图。
[0025]图3为本发明的机翼剖面结构示意图。
[0026]图4为本发明的机身与机翼连接结构示意图。
[0027]图5为本发明的水平尾翼整体结构示意图。
[0028]图6为本发明的水平尾翼与机身连接结构示意图。
[0029]图7为本发明的垂直尾翼整体结构示意图。
【具体实施方式】
[0030]为了解决舰载无人机海上环境实用性、便捷性和快速性的问题本发明提供了一种舰载撞网回收无人机，如图1所示，包括:机身1、机翼2、副翼3、水平尾翼4、升降舵5、垂直尾翼6、方向舵7、发动机8、螺旋桨9 ；
[0031]机翼2安装在机身I上，机翼2采用上单翼布局，左右各配置一副翼3 ;水平尾翼4安装在机身I尾部上端，采用双垂尾布局，左右垂直尾翼6分别与水平尾翼4翼端连接，所述水平尾翼4有1° -3°的安装角，优选1.5°，其前缘高于后缘，水平尾翼4后缘设置有升降舵5，垂直尾翼6后缘设置有方向舵7，发动机8安装在机身I的末端用以驱动螺旋桨9转动；
[0032]所述机翼2与机身I之间为可拆卸连接，如图2、图3、图4所示，机翼2包括承力框21、两个承力梁22、机翼连接耳片23、机翼上蒙皮24、机翼下蒙皮25、机翼前后缘填充物26 ;两个承力梁22沿展向设置在机翼2内部，两个承力梁22之间通过多个承力框21固连为一体，机翼2上下表面分别为机翼上蒙皮24和机翼下蒙皮25，在机翼2内前缘和后缘处填充有机翼前后缘填充物26，机翼连接耳片23固定安装在承力框21上，且穿出下蒙皮25，与机身I上相对应的耳片对接，并通过螺栓固定；
[0033]水平尾翼4与机身I之间为可拆卸连接，如图5、图6所示，水平尾翼4包括水平尾翼填充物41、上加强肋板42、下加强肋板43、水平尾翼上蒙皮44、水平尾翼下蒙皮45、水平尾翼垂直耳片46、水平尾翼水平耳片47和水平尾翼翼端竖肋48 ;水平尾翼4的上下表面分别是水平尾翼上蒙皮44、水平尾翼下蒙皮45，水平尾翼4内部充满水平尾翼填充物41，上加强肋板42沿展向粘接在水平尾翼上蒙皮44内侧表面，下加强肋板43沿展向粘接在水平尾翼下蒙皮45内侧表面，水平尾翼水平耳片47固定在下加强肋板43上，且穿出水平尾翼下蒙皮45，与机身I上对应的耳片对接，水平尾翼水平耳片47与其相对应耳片通过螺栓沿水平方向固定，水平尾翼垂直角盒46固定在水平尾翼上蒙皮44、水平尾翼下蒙皮45之间，水平尾翼垂直角盒46与其相对应角盒通过螺栓沿竖直方向固定，水平尾翼翼端竖肋48固定在上加强肋板42和下加强肋板43，安装在翼端处，用于与垂直尾翼6的前缘下部开有卡口对接；；
[0034]垂直尾翼6与水平尾翼4之间为可拆卸连接，如图7所示，垂直尾翼6包括垂直尾翼填充物61、左加强肋板62、右加强肋板63和垂直尾翼蒙皮64 ;垂直尾翼6外表面为垂直尾翼蒙皮64，左加强肋板62和右加强肋板63均沿竖直方向粘接在垂直尾翼蒙皮64的内侧表面，垂直尾翼6内部充满垂直尾翼填充物61,垂直尾翼6的前缘下部开有卡口 65,与水平尾翼4的翼端卡接，通过螺栓沿水平方向固定。
[0035]机翼上蒙皮28、机翼下蒙皮25、水平尾翼上蒙皮44、水平尾翼下蒙皮45和垂直尾翼蒙皮64均为双层结构，且双层结构之间有碳纤维层。机翼前后缘填充物26、水平尾翼填充物41和垂直尾翼填充物61采用硬质泡沫。
[0036]为了满足机身内部件的使用和维护要求，机身需要开口较多，结构形式采用半硬壳-桁梁式结构，全机采用上单翼式布局，机翼2主受力盒穿过机身的布局机构，翼面气动载荷和惯性载荷，通过翼身连接耳片23与机身连接该结构左右机翼弯矩直接平衡，机身不受机翼弯矩之承受机翼通过接头传递的剪力和扭矩；桁梁面积较大，蒙皮的壁板较薄，扭矩主要通过闭式蒙皮或两侧承力梁22的参差受剪(有口盖时)来承受，弯曲引起的轴向力主要由桁梁承受；横向承力框21主要由普通框和加强框组成，普通框主要用于维持机身的剖面形状，承受蒙皮的局部载荷，对纵向承力部件提供支持；加强框主要是传递机翼2、水平尾翼4的集中力等载荷，通过连接件以剪流形式将力分散传给机身蒙皮；机身布置的大开口不会显著降低机身的强度和刚度，开口补强引起的重量增加较小。机身桁梁主要承受机身轴线方向的载荷，包括弹射和撞网着陆时的轴向载荷以及平飞状态下机身纵向弯曲所产的纵向(即机身轴向)力，其作为蒙皮的纵向支持，承受并传递集中载荷。
[0037]为保证翼面良好的外形、降低结构重量，上下蒙皮壁24、25板分别采用泡沫夹层结构复合材料。撞网回收时，前缘为主要受力区，前缘蒙皮填充泡沫和碳纤维。后缘蒙皮固定舵安装支架，填充泡沫增加挤压强度。蒙皮24、25与翼梁22 (粘接部位局部用碳纤维局部加厚，作为壁板的加强筋。上下蒙皮及骨架通过合模胶接成一体。
[0038]在撞网回收时，机翼2前缘蒙皮为主要受力处，承受剪力、弯矩和扭矩。机翼弦切面高度比较下，压心与刚心位置相差很小，扭矩大小可以忽略。剪力通过蒙皮、泡沫传至前后梁缘条，沿前缘蒙皮和梁向内传递，最后通过翼身接头传递到机身。弯矩转化为前后梁的拉压轴力，主要由前后梁腹板和缘条承受，传递至机身。翼根连接处连接螺栓承受剪力，载荷传递较好。
[0039]水平尾翼4和垂直尾翼6均采用全高度泡沫夹芯结构，蒙皮和加强肋一体成型，内部胶接泡沫夹芯材料。水平尾翼为整体式结构，气动升力引起的弯矩在尾翼本身自平衡，通过连接接头将升力传递给机身，不在机身框上产生额外的弯矩。垂直尾翼6气动力会在根部产生一个弯矩，通过接头传递给水平尾翼4，并由水平尾翼4的蒙皮44、45和加强肋传42、43递给机身。
[0040]机翼2的前缘后掠角范围为3-5°优选为3°。机翼2的机翼展长范围为3_3.5m,优选为3.2m。
[0041]通过优化计算，及强度校核后确定优选上述机翼主要参数，据此设计出机翼可以保证回收过程中受力最为合理，靠近翼根处受力最大，翼尖处受力最小，在能完成高过载撞网回收要求的同时，还能保证机翼的结构质量最轻。
[0042]垂直尾翼的前缘后掠角范围42-45 °，优选43°。垂直尾翼的面积范围
0.1-0.12m2，优选0.11m2。水平尾翼的展长范围为1.15-1.25m，优选1.2m。水平尾翼的前缘后掠角范围为25-28°优选27°。水平尾翼4的安装角范围1-3°，优选1.5°。[0043]由于舰载撞网回收无人机在巡航飞行时要求无人机抗扰动能力强，飞行稳定性好，而在回收撞网时又要求无人机的操纵机动性好，及时跟踪动态目标。因此需要设计无人机的气动布局同时具有好的操纵性和稳定性。根据设计要求进行总体布局优化计算，最终优选上述垂直尾翼及水平尾翼的主要外形参数及安装角度要求。据此设计出的无人机布局形式最适合舰载撞网无人机的使用要求。
[0044]具体实例
[0045]下面通过三个实例对本发明的实施方式进行更具体的说明:
[0046]实例一，复杂海洋环境条件下任务飞行
[0047]海洋环境相对于陆地环境要复杂的多，气候变化快速，恶劣天气较多。该无人机采用上单翼，双垂尾布局形式，充分平衡了无人机稳定性与操作性的关系，能够保证在复杂还海况下，航迹稳定执行任务，并且在回收段有较好的操作性，能够满足高精度撞网回收的控制能力要求。所以该无人机非常适合在海洋环境条件下执行飞行任务。
[0048]实例二，海岛或舰艇狭小环境下的发射与回收
[0049]由于舰艇和海岛上可供无人机发射与回收空间较小，无法采用传统的滑翔起降方式，而伞降等费定点回收方式在海上使用局限性很大。此时，需要舰载撞网回收无人机可以实现在狭小空间的高精度定点回收。由于专门设计机身传力结构，及独特的机翼结构与外形布局，可以使无人机在发射过程中由机身承担较高的弹射过载，回收过程中机翼承担较高的回收过载。并且在发射回收过程中保证全机安全，不会受到损坏，无人机可以马上重复执行任务。该无人机设计用于撞网回收方式，因此适用于海岛或舰艇狭小环境下的发射与回收。
[0050]实例三，舰艇狭小环境下快速拆装与存储
[0051]由于舰上空间有限，需要充分利用舰上空间。因此舰载无人机通过机身与机翼，机身与平尾，平尾与垂直的独特连接设计使其可以快速方便拆装，拆装后可装箱存储，节省舰上存放空间。并且装箱存储可以减少无人机系统受盐雾及其它恶劣环境条件的腐蚀。
【权利要求】
1.一种舰载撞网回收无人机，其特征在于包括:机身(I)、机翼(2)、副翼(3)、水平尾翼(4)、升降舵(5)、垂直尾翼(6)、方向舵(7)、发动机(8)、螺旋桨(9)； 机翼(2)安装在机身(I)上，机翼(2)采用上单翼布局，左右各配置一副翼(3);水平尾翼(4)安装在机身(I)尾部上端，采用双垂尾布局，左右垂直尾翼(6)分别与水平尾翼(4)翼端连接，所述水平尾翼(4)有1° -3°的安装角，其前缘高于后缘，水平尾翼(4)后缘设置有升降舵(5)，垂直尾翼(6)后缘设置有方向舵(7)，发动机(8)安装在机身(I)的末端用以驱动螺旋桨(9)转动； 所述机翼(2)与机身(I)之间为可拆卸连接，机翼(2)包括承力框(21)、两个承力梁(22)、机翼连接耳片(23)、机翼上蒙皮(24)、机翼下蒙皮(25)、机翼前后缘填充物(26);两个承力梁(22)沿展向设置在机翼(2)内部，两个承力梁(22)之间通过多个承力框(21)固连为一体，机翼(2)上下表面分别为机翼上蒙皮(24)和机翼下蒙皮(25)，在机翼(2)内前缘和后缘处填充有机翼前后缘填充物(26)，机翼连接耳片(23)固定安装在承力框(21)上，且穿出下蒙皮(25)，与机身(I)上相对应的耳片对接，并通过螺栓固定； 水平尾翼(4)与机身(I)之间为可拆卸连接，水平尾翼(4)包括水平尾翼填充物(41)、上加强肋板(42)、下加强肋板(43)、水平尾翼上蒙皮(44)、水平尾翼下蒙皮(45)、水平尾翼垂直角盒(46)、水平尾翼水平耳片(47)和水平尾翼翼端竖肋(48);水平尾翼(4)的上下表面分别是水平尾翼上蒙皮(44)、水平尾翼下蒙皮(45)，水平尾翼(4)内部充满水平尾翼填充物(41)，上加强肋板(42)沿展向粘接在水平尾翼上蒙皮(44)内侧表面，下加强肋板(43)沿展向粘接在水平尾翼下蒙皮(45)内侧表面，水平尾翼水平耳片(47)固定在下加强肋板(43)上，且穿出水平尾 翼下蒙皮(45)，与机身(I)上对应的耳片对接，水平尾翼水平耳片(47 )与其相对应耳片通过螺栓沿水平方向固定，水平尾翼垂直角盒(46 )固定在水平尾翼上蒙皮(44)、水平尾翼下蒙皮(45)之间，水平尾翼垂直角盒(46)与其相对应角盒通过螺栓沿竖直方向固定，水平尾翼翼端竖肋(48)固定在上加强肋板(42)和下加强肋板(43)，安装在翼端处，用于与垂直尾翼(6)的前缘下部卡口对接； 垂直尾翼(6)与水平尾翼(4)之间为可拆卸连接，垂直尾翼(6)包括垂直尾翼填充物(61)、左加强肋板(62)、右加强肋板(63)和垂直尾翼蒙皮(64);垂直尾翼(6)外表面为垂直尾翼蒙皮(64)，左加强肋板(62)和右加强肋板(63)均沿竖直方向粘接在垂直尾翼蒙皮(64)的内侧表面,垂直尾翼(6)内部充满垂直尾翼填充物(61),垂直尾翼(6)的前缘下部开有卡口，与水平尾翼(4)的翼端卡接，通过螺栓沿水平方向固定。
2.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:机翼上蒙皮(28)、机翼下蒙皮(25)、水平尾翼上蒙皮(44)、水平尾翼下蒙皮(45)和垂直尾翼蒙皮(64)均为双层结构，且双层结构之间有碳纤维层。
3.根据权利要求1或2所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:机翼前后缘填充物(26 )、水平尾翼填充物(41)和垂直尾翼填充物(61)采用硬质泡沫。
4.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述水平尾翼(4)有1.5°的安装角。
5.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述机翼(2)的前缘后掠角为3°。
6.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述机翼(2)的机翼展长为3.2m。
7.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述垂直尾翼(6)的前缘后掠角为43°。
8.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述垂直尾翼(6)的面积为0.11m2。
9.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述水平尾翼(4)的展长为1.2m。
10.根据权利要求1所述的一种舰载撞网回收无人机，其特征在于:所述水平尾翼(4)的前缘后掠角为27°。
【文档编号】B64C1/26GK103466074SQ201310439035
【公开日】2013年12月25日 申请日期:2013年9月24日 优先权日:2013年9月24日
【发明者】兰文博, 龙涛, 陈迪, 金延伟 申请人:中国航天空气动力技术研究院