一种等离子推进无人机的制作方法

1.本发明涉及动力推进无人机技术领域，尤其涉及一种等离子推进无人机。


背景技术：

2.随着高新技术的快速发展，无人机在军事和民用领域取得了广泛应用。在无人机推进系统方面，旋翼无人机采用活塞式(油动)发动机或电动机+螺旋桨的组合型式作为推进系统。无人直升机采用涡轴发动机+螺旋桨作为推进系统。固定翼无人机常采用涡喷、涡扇、涡桨、冲压以及火箭发动机等型式的推进系统。
3.采用传统动力推进型式的无人机容易造成噪声污染和燃烧排放物污染。


技术实现要素：

4.本发明提供了一种等离子推进无人机，能够解决现有的动力推进型式的无人机容易造成噪声污染和燃烧排放物污染的技术问题。
5.本发明提供了一种等离子推进无人机，包括无人机本体、高压电极推进装置、高压功率变换器和储能电池；
6.所述无人机本体包括机身、机翼、尾翼和机身尾管，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机身尾管的一端与所述机身的尾部相连，另一端与所述尾翼相连；
7.所述高压电极推进装置包括多组沿机翼弦长方向呈前后排列的电极阵列和安装组件，多组所述电极阵列设置于所述机翼的下方，每组所述电极阵列包括多对呈上下排列的电极单元，每对所述电极单元包括设置于前部的导线和设置于后部的翼型长条，所述安装组件包括翼型长条支架、导线支架和机翼支架，所述翼型长条支架用于固定所述翼型长条，所述导线支架用于连接所述导线和所述翼型长条，所述机翼支架用于将所述电极阵列与所述机翼相连；
8.所述高压功率变换器和所述储能电池均设置于所述机身的内部，所述高压功率变换器的输入端正负极均与所述储能电池相连，输出端正极与所述导线相连，输出端负极与所述翼型长条相连。
9.优选的，每对所述电极单元中的所述导线和所述翼型长条平行且长度相等。
10.优选的，所述导线的长度和所述翼型长条的长度均为0.6l，每对所述电极单元中的所述导线与所述翼型长条之间的间距范围为0.01l～0.016l，相邻两组所述电极阵列之间的间距范围为0.012l～0.014l，相邻两对所述电极单元之间的间距范围为0.01l～0.014l，所述翼型长条的弦长范围为0.01l～0.014l，其中，l为所述机翼翼展的长度。
11.优选的，所述翼型长条为对称翼型。
12.优选的，所述翼型长条包括内部填充体、壳体和金属层，所述壳体包裹所述内部填充体，所述金属层部分或全部包裹所述壳体。
13.优选的，所述内部填充体的材料为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫，所述壳体的材料为玻纤材料，所述金属层的材料为铜箔或铝箔。
14.优选的，所述金属层的厚度范围为0.01～0.05mm。
15.优选的，所述导线的材料为铜，所述导线的截面积为0.5mm2。
16.优选的，所述机身尾管为锥度碳管。
17.优选的，所述电极阵列的数量为两组，每组所述电极单元的数量为四对。
18.应用本发明的技术方案，将高压电极推进装置应用在无人机上，克服现有动力形式无人机工作时带来的污染物排放、噪声大等缺点。本发明的等离子推进无人机无需额外增加旋转部件且推力部件结构简单，仅通过消耗电能就能直接产生驱动力，为无人机飞行提供动力，该无人机具有机械疲劳问题少、飞行噪音小和不产生燃烧排放物污染等优点，适用于军事方面低空静音侦察活动以及民用静音作业。
附图说明
19.所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
20.图1示出了根据本发明的一种实施例提供的等离子推进无人机的结构示意图；
21.图2示出了图1中的等离子推进无人机机身前部的结构示意图。
22.其中，上述附图包括以下附图标记：
23.1、无人机本体；11、机身；12、机翼；13、垂尾；14、平尾；15、机身尾管；2、高压电极推进装置；21、导线；22、翼型长条；23、翼型长条支架；24、导线支架；25、机翼支架；3、高压功率变换器；4、储能电池。
具体实施方式
24.需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
25.需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本技术的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。
26.除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号
和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
27.图1示出了根据本发明的一种实施例提供的等离子推进无人机的结构示意图。图2示出了图1中的等离子推进无人机机身前部的结构示意图。
28.如图1和图2所示，本发明提供了一种等离子推进无人机，包括无人机本体1、高压电极推进装置2、高压功率变换器3和储能电池4；
29.所述无人机本体1包括机身11、机翼12、尾翼和机身尾管15，所述机翼12设置于所述机身11的两侧，所述机身尾管15的一端与所述机身11的尾部相连，另一端与所述尾翼相连；
30.所述高压电极推进装置2包括多组沿机翼12弦长方向呈前后排列的电极阵列和安装组件，多组所述电极阵列设置于所述机翼12的下方，每组所述电极阵列包括多对呈上下排列的电极单元，每对所述电极单元包括设置于前部的导线21和设置于后部的翼型长条22，所述安装组件包括翼型长条支架23、导线支架24和机翼支架25，所述翼型长条支架23用于固定所述翼型长条22，所述导线支架24用于连接所述导线21和所述翼型长条22，所述机翼支架25用于将所述电极阵列与所述机翼12相连；
31.所述高压功率变换器3和所述储能电池4均设置于所述机身11的内部，所述高压功率变换器3的输入端正负极均与所述储能电池4相连，输出端正极与所述导线21相连，输出端负极与所述翼型长条22相连。
32.应用本发明的技术方案，将高压电极推进装置应用在无人机上，克服现有动力形式无人机工作时带来的污染物排放、噪声大等缺点。本发明的等离子推进无人机无需额外增加旋转部件且推力部件结构简单，仅通过消耗电能就能直接产生驱动力，为无人机飞行提供动力，该无人机具有机械疲劳问题少、飞行噪音小和不产生燃烧排放物污染等优点，适用于军事方面低空静音侦察活动以及民用静音作业。
33.在本发明中，高压电极推进装置2电离空气产生推力，作为无人机飞行的动力。
34.根据本发明的一种实施例，机身11由玻纤材料通过模具层压制成，机身11的长度为无人机翼展的长度的0.3倍，机翼12和尾翼由碳纤维蜂窝夹芯板制成，翼面蒙皮由热缩膜热缩而成，从而在满足结构刚度、强度的前提下有效降低结构重量，实现无人机的轻量化设计。
35.其中，尾翼包括垂尾13和平尾14。
36.根据本发明的一种实施例，所述机身尾管15为锥度碳管，从而在保证结构强度、刚度的前提下，避免了尾翼重量及力臂长度带来的机身11配平重量过大的影响。
37.根据本发明的一种实施例，每对所述电极单元中的所述导线21和所述翼型长条22平行且长度相等，以增大高压电极推进装置2产生的推力。
38.根据本发明的一种实施例，所述导线21的长度和所述翼型长条22的长度均为0.6l，每对所述电极单元中的所述导线21与所述翼型长条22之间的间距范围为0.01l～0.016l，相邻两组所述电极阵列之间的间距范围为0.012l～0.014l，相邻两对所述电极单元之间的间距范围为0.01l～0.014l，所述翼型长条22的弦长范围为0.01l～0.014l，其中，l为所述机翼12翼展的长度。通过这种配置，可有效降低电极阵列在无人机上的包络空间，增大无人机升阻比，同时满足无人机飞行推力需求。
39.根据本发明的一种实施例，所述翼型长条22为对称翼型，以实现单位体积和重量下等离子推力大的需求。
40.根据本发明的一种实施例，所述翼型长条22包括内部填充体、壳体和金属层，所述壳体包裹所述内部填充体，所述金属层部分或全部包裹所述壳体，所述内部填充体的材料为聚甲基丙烯酰亚胺泡沫，所述壳体的材料为玻纤材料，所述金属层的材料为铜箔或铝箔。通过这种配置，实现翼型长条22的轻量化和刚度大的要求。
41.根据本发明的一种实施例，所述金属层的厚度范围为0.01～0.05mm。
42.根据本发明的一种实施例，所述导线21的材料为铜，所述导线21的截面积为0.5mm2，在保证推力的前提下，可以有效降低电极阵列的重量。
43.根据本发明的一种实施例，安装组件由pvc材料雕刻而成，一方面有效降低安装结构带来的重量，另一方面能满足电极阵列与机翼12的连接强度和刚度，可有效降低电极阵列随无人机飞行产生的形变。
44.其中，机翼支架25与机翼12的连接部分采用共型设计，以降低无人机飞行过程中的阻力。
45.根据本发明的一种实施例，高压功率变换器3包括谐振变换器、高频变压器和十二倍压整流器。谐振变换器将储能电池4提供的低压直流电压变换为低压交流电压，经由高频变压器升压为高压交流电压，再经过十二倍压整流器整流输出平稳的高压直流电压。
46.其中，高压功率变换器3的功率密度范围为1.1kw/kg～1.5kw/kg，转换效率范围为85％～95％，升压比范围为200～220。
47.根据本发明的一种实施例，储能电池4为锂聚合物电池。
48.其中，储能电池4的输出电压范围为160v～225v。
49.在上述实施例中，无人机中的各个设备之间均通过线缆进行电气连接，该线缆采用硅胶包裹的截面积0.5mm2的镀银铜导线。
50.根据本发明的一种实施例，所述电极阵列的数量为两组，每组所述电极单元的数量为四对。
51.下面结合图1和图2对本发明进行具体说明。
52.在本实施例中，无人机的机翼12翼展为5m，机身11的长度为1.5m，锥度碳管两端的直径分别为30mm和15mm，机身11由玻纤材料通过模具层压制成，机翼12和尾翼由碳纤维蜂窝夹芯板制成，翼面蒙皮由热缩膜热缩而成，其中，碳纤维蜂窝夹芯板的厚度范围为1mm～6mm。
53.电极阵列的数量设为两组，每组电极单元的数量设为四对。其中，导线21的长度和翼型长条22的长度均为3m，每对电极单元中的导线21与翼型长条22之间的间距范围为50mm～80mm，相邻两组电极阵列之间的间距范围为60mm～70mm，相邻两对电极单元之间的间距范围为50mm～70mm，翼型长条22的弦长范围为50mm～70mm。此外，翼型长条22的内部由密度为30kg/m3的聚甲基丙烯酰亚胺泡沫雕刻制成，泡沫的外表面粘接有用翼型模具制成的玻纤外壳，玻纤外壳的外表面包裹有铝箔，铝箔的厚度为0.01mm。该翼型长条22可以选用naca0010对称翼型。
54.安装组件的材料采用2mm厚的pvc材料。
55.高压功率变换器3的功率密度为1.5kw/kg，转换效率为95％，升压比为220。
56.储能电池4的额定电压为210v。
57.通过上述设置，实现了整个无人机的轻量化设计，同时在有效降低电极阵列在无人机上的包络空间、增大无人机升阻比的情况下，满足无人机的飞行推力需求。
58.为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在
……
之上”、“在
……
上方”、“在
……
上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在
……
上方”可以包括“在
……
上方”和“在
……
下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。
59.此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
60.以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。