本实用新型涉及太阳能无人机领域，具体涉及一种太阳能无人机。
背景技术：
无人驾驶飞机简称“太阳能无人机”（“UAV”），是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞行器。太阳能无人机实际上是无人驾驶飞行器的统称，从技术角度定义可以分为：无人固定翼飞机、无人垂直起降飞机、无人飞艇、无人直升机、无人多旋翼飞行器、无人伞翼机等。
为了提高续航能力，本实用新型提供了一种太阳能无人机。
技术实现要素：
本实用新型的目的是提供一种低自重的太阳能无人机。
为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种太阳能无人机，包括：
机身，所述机身上覆盖有太阳能电池板，以及
位于机身内的电池组和电池充放电电路；其中
所述太阳能电池板适于将电能通过电池充放电电路对电池组进行充电；以及所述太阳能无人机还包括：
若干机臂杆，每个所述机臂杆的一端与机身连接；其中
所述机臂杆为中空结构，所述中空结构内设有充气内衬，
在所述充气内衬中充入密度小于空气的气体。
进一步，所述太阳能无人机为多旋翼太阳能无人机；
所述机身为圆柱形结构，且各机臂杆与机身的连接处均设有转动机构；
所述转动机构由一步进电机驱动；
各旋翼内设有适于检测旋翼电机转动的霍尔传感器；
当霍尔传感器检测到一旋翼电机发生故障后，所述太阳能无人机内的主控模块适于通过机身内的陀螺仪获得的机身倾斜角度以控制相应步进电机调节机臂杆的分布，以使机身恢复平衡状态。
进一步，所述太阳能无人机还包括：与该主控模块分别电性连接的GPS模块、通讯模块和摄像模块。
进一步，所述通讯模块中的天线装置包括天线以及天线外侧的天线罩；其中
所述天线罩包括至少一个超材料片层，且
每一超材料片层均包括：第一基板和阵列排布在所述第一基板上的多个尺寸相同的人造微结构；
所述人造微结构包括口字形结构；
所述口字形结构的中心位置设置有十字形结构，且所述口字形结构的每一边的中部均设置有与十字形结构各端部对应的突起端部结构。
进一步，每一超材料片层还包括第二基板和第三基板；其中
所述第一基板的面向第二基板的表面上附着有阵列排布的所述人造微结构；以及
所述第一基板适于划分为多个超材料单元，其中每一超材料单元上仅排布有一个所述人造微结构；以及
每一超材料单元的长和宽均为12～15mm，所述人造微结构与所述超材料单元的边界之间的距离为0.15mm；
所述十字形结构包括垂直设置的第一金属丝和第二金属丝；其中
所述第一金属丝的两端部分别设置有相同尺寸的第一金属微结构，所述第一金属微结构包括：三条尺寸递减金属线平行线以及将各平行线包围的金属框；
所述第二金属丝的两端部分别设置有相同尺寸的第二金属微结构，所述第二金属微结构包括：三根同尺寸的金属折线排列组成，且所述金属折线的弯折角为90度；
所述口字型结构中与第一金属丝相对一边的中部的突起端部结构适于与第二金属微结构相同构造，所述口字型结构中与第二金属丝相对一边的中部的突起端部结构适于与第一金属微结构相同构造；并且
所述第一金属丝和第二金属丝的长度相同。
本实用新型的有益效果是，本实用新型充分利用太阳能提高了太阳能无人机的续航能力；并且通过在机臂杆的中空结构中放入充气内衬，以充填密度小于空气的气体，可以是氦气等质量比空气轻的惰性气体，以降低太阳能无人机的自重，进而实现降低能耗。
附图说明
下面结合附图和实施例对本实用新型进一步说明。
图1是本实用新型的太阳能无人机中供电部分的原理框图；
图2是本实用新型的太阳能无人机的结构示意图；
图3是本实用新型的太阳能无人机中一旋翼电机发生故障后，其余旋翼电机所在机臂杆的移动示意图；
图4是本实用新型的天线罩的一个超材料片层的结构示意图；
图5是多个图4所示的超材料片层堆叠形成的宽频带超材料的天线罩的结构示意图；
图6是本实用新型一实施例的超材料片层的结构示意图；
图7是本实用新型的人造微结构的排布示意图；
图8是本实用新型的人造微结构的示意图。
图中：
机臂杆100、充气内衬101、旋翼电机102、机身200、步进电机201、转动机构210、扇形连接件211、转轴212；
超材料片层1、第一基板10、第二基板20、第三基板30、人造微结构40、口字形结构41、十字形结构42、第一金属微结构421、第二金属微结构422。
具体实施方式
现在结合附图对本实用新型作进一步详细的说明。这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本实用新型的基本结构，因此其仅显示与本实用新型有关的构成。
实施例1
如图1所示，本实施例提供了一种太阳能无人机，包括：
机身200，所述机身200上覆盖有太阳能电池板，以及位于机身内的电池组和电池充放电电路；其中所述太阳能电池板适于将电能通过电池充放电电路对电池组进行充电。
本太阳能无人机充分利用太阳能，并且提高了太阳能无人机的续航能力。
如图2所示，本实施例还提供了一种太阳能无人机，包括：
若干机臂杆100，每个所述机臂杆100的一端与机身200连接；其中
所述机臂杆100为中空结构，所述中空结构内设有充气内衬101，
在所述充气内衬101中充入密度小于空气的气体。
本实用新型通过在机臂杆100的中空结构中放入充气内衬101，以充填密度小于空气的气体，可以是氦气等质量比空气轻的惰性气体，以降低太阳能无人机的自重，进而实现降低能耗。
请参见图2，所述太阳能无人机为多旋翼太阳能无人机，可以是三旋翼、四旋翼或者六旋翼；所述机身200为圆柱形结构，为了防止太阳能无人机在飞行过程中旋翼电机102出现故障停转后，太阳能无人机容易失去平衡坠毁，因此，在本实施例中各机臂杆100与机身200的连接处均设有转动机构210；所述转动机构210由一步进电机201驱动；各旋翼内设有适于检测旋翼电机102转动的霍尔传感器。
本实施例以四旋翼太阳能无人机为例，具有旋翼电机A、旋翼电机B、旋翼电机C和旋翼电机D，并且上述旋翼电机均通过机臂杆100、扇形连接件211连接在步进电机201的转轴212上，由步进电机201带动在一定范围内转动，转动角度可以以旋翼电机B为例，设水平角度为0，转动角度可以但不限于±30°，步进电机201带动在一定范围内转动如F所示。
当霍尔传感器检测到一旋翼电机发生故障后，所述太阳能无人机内的主控模块适于通过机身200内的陀螺仪获得的机身200倾斜角度以控制相应步进电机201调节机臂杆100的分布，以使机身200恢复平衡状态。
如图3所示，若太阳能无人机中一旋翼电机C发生故障，则旋翼电机B和旋翼电机D所对应的机臂杆100分别沿F1和F2方向移动，以使各机臂杆100呈120°夹角，进而使机身200恢复平衡状态，进而防止太阳能无人机由于一旋翼电机发生故障造成其余旋翼电机无法保持平衡，目前虽然有相关算法可以通过改变各旋翼电机的转速使其恢复平衡，但是会消耗大量的电能，并且，使旋翼电机的转速调节范围变窄，抵抗气流的能力变差。
所述太阳能无人机还包括：与该主控模块分别电性连接的GPS模块、通讯模块和摄像模块。
所述主控模块可以但不限于采用嵌入式处理器。
可选的，主控模块还与电池充放电电路电性连接，以检测充电电流和电压，并且还可以监控电池组的容量，当电池组的容量不足且充电电量较低时，所述主控模块可以控制本太阳能无人机返航。
一般情况下，太阳能无人机内的天线系统都会设置有天线罩。天线罩的目的是保护天线系统免受风雨、冰雪、沙尘和太阳辐射等的影响，使天线系统工作性能比较稳定、可靠。同时减轻天线系统的磨损、腐蚀和老化，延长使用寿命。但是天线罩是天线前面的障碍物，对天线辐射波会产生吸收和反射，改变天线的自由空间能量分布，并在一定程度上影响天线的电气性能。
目前制备天线罩的材料多采用介电常数和损耗角正切低、机械强度高的材料，如玻璃钢、环氧树脂、高分子聚合物等，材料的介电常数具有不可调节性。结构上多为均匀单壁结构、夹层结构和空间骨架结构等，罩壁厚度的设计需兼顾工作波长、天线罩尺寸和形状、环境条件、所用材料在电气和结构上的性能等因素，较难达到高透波要求，即使在保证高透射率的条件下也不具备选择性透波功能。而且，天线罩的工作频段较窄，在不同的频段需求下需要更换天线罩，无法实现资源的重复使用，导致资源的浪费以及设备成本的提高。
因此，在本实施例中，所述通讯模块中的天线装置包括天线以及天线外侧的天线罩，包括天线以及天线外侧的天线罩，所述天线罩包括至少一个超材料片层1，如图4和图5所示。每个超材料片层1包括至少两个相对设置的基板和附着在两基板之间的阵列排布的人造微结构。当超材料片层1有多个时，各个超材料片层1沿垂直于片层的方向叠加，并通过机械连接、焊接或粘合的方式组装成一体，如图5所示。通常，在能够满足性能的情况下，一个超材料片层就可以作为超材料的天线罩来使用。阵列排布的人造微结构所在平面与电磁波的电场和磁场方向平行，与入射电磁波传播方向垂直，需要注意的是，如果是单个超材料片层，往往出于对天线罩外周的保护需要额外设置一基板，参见附图6中的多基板层叠结构。超材料片层1中的第一基板10可划分为多个超材料单元，其中每一超材料单元上排布有一个人造微结构。
超材料是一种具有天然材料所不具备的超常物理性质的人工复合结构材料，通过对微结构的有序排列，可以改变空间中每点的相对介电常数和磁导率。超材料可以在一定范围内实现普通材料无法具备的折射率、阻抗以及透波性能，从而可以有效控制电磁波的传播特性。基于人造微结构的超材料的天线罩可以通过调节人造微结构的形状、尺寸，来改变材料的相对介电常数、折射率和阻抗，从而实现与空气的阻抗匹配，以最大限度的增加入射电磁波的透射。并可通过调节微结构尺寸进行频率选择，根据需要调整相应透波和滤波频率。
图6示出了超材料片层的结构示意图(透视图)。超材料片层1包括三块相同的均匀等厚的片状基板：相对设置的第一基板10和第二基板20，第三基板30，所述第一基板10的面向第二基板20的表面上附着有阵列排布的人造微结构40。超材料片层1可划分为多个超材料单元，其中每一超材料单元上排布有一个所述人造微结构。在本实用新型一实施例中，以三个基板为例进行说明，但是在实际设计时，也可以仅采用第一基板或者仅仅采用第一基板和第二基板，而人造微结构阵列排布在第一基板10上或第一第二基板之间，同样能够达到本实用新型的目的。
如图7和图6所示，每一超材料单元的长和宽均为12～15mm，人造微结构40与超材料单元的边界之间的距离为0.15mm。每一人造微结构40包括口字形结构41，口字形结构41的中心位置设置有十字形结构42，十字结构是由两条垂直平分的等尺寸金属丝组成，十字形结构包括两条垂直的第一金属丝和第二金属丝，第一金属丝的两端部设置有相同尺寸的第一金属微结构421，所述第一金属微结构421由三条尺寸递减金属线平行线，且由一金属框包围；第二金属丝的两端部设置有相同尺寸的第二金属微结构422，所述第二金属微结构422由三根尺寸相同的弯折金属线排列而成，弯折线的弯折角度为90度，通过弯折线之间的等距排列以及设特定的角度，可以极好的控制天线罩的高频透波特性，实现低损耗；所述口字型结构中与第一金属丝相对一边的中部设有类似于第二金属微结构的构造，所述口字型结构中与第二金属丝相对一边的中部设有类似于第一金属微结构的构造；该类似的结构差异仅仅在于尺寸的差异，形状和走线类似。
第一金属微结构的金属框为一带开口的正方形，第一金属丝从该开口进入第一金属微结构的正方形框内，第一金属丝末端设置尺寸为2/3正方形边框长度的第一横向金属丝，且第二横向金属丝、第三横向金属丝尺寸逐渐递减。
在本实用新型一实施例中，超材料单元的长和宽均为12.4mm。口字形结构41的边长均为a=12mm。十字形结构42的两条金属丝的长度均为d=5.5mm。第一金属微结构的正方形框内三条递减的横向金属丝尺寸分别为：2.6mm/2.4mm/2.2mm，第二金属微结构的折线长度为4mm，折角为90度，相邻折线的间距为0.02mm。人造微结构40中的金属丝的线宽均为0.1mm。人造微结构40与超材料单元边界之间的距离为0.2mm。基板的厚度均为2mm，人造微结构的厚度为0.016mm。
在本实用新型一实施例中，基板由F4B或FR4复合材料制得。基板之间通过填充液态基板原料或者通过机械组装相互连接在一起。人造微结构40通过蚀刻的方式附着在第一基板10上，当然人造微结构40也可以采用电镀、钻刻、光刻、电子刻或者离子刻等常见方式附着在第一基板10或第二基板20上。基板材料也可以采用其他材料制成，比如陶瓷、聚四氟乙烯、铁电材料、铁氧材料或者铁磁材料制成。人造微结构40采用铜线制成，当然也可以采用银线、ITO、石墨或者碳纳米管等导电材料制成。附图中示意的天线罩的形状为平板状，在实际设计时也可以根据实际需求来设计天线罩的形状，比如可以设计成圆球状或者与天线形状匹配的形状(拱形的天线罩)等，本实用新型对此不作限制。
本实用新型通过在基板上附着特定形状的人造微结构，得到需要的电磁响应，使得基于超材料的天线罩的透波性能增强，抗干扰能力增加。可以通过调节人造微结构的形状、尺寸，来改变材料的相对介电常数、折射率和阻抗，从而实现与空气的阻抗匹配，以最大限度的增加入射电磁波的透射，减少了传统太阳能无人机的天线罩设计时对材料厚度和介电常数的限制。而且本实用新型的天线罩的工作频带在15.5-18.5GHz之间，且在此频带内的透波效率很高，损耗较小。在此频带以外具有带阻特性，可实现选择性滤波。
因此，本通讯模块能够稳定收发太阳能无人机在飞行过程中的无线通讯。
以上述依据本实用新型的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项实用新型技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项实用新型的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。