一种太阳能无人机的制作方法

本发明涉及一种太阳能无人机。

背景技术：

目前，现有的无人机分为旋翼、固定翼、扑翼等多种，其中固定翼无人机的续航能力在几种无人机之中较强。常规的小型固定翼无人机携带确定能量的电池或燃料，续航时间在2到4小时，在执行长航程、长航时任务时，无法满足需求；而太阳能无人机以固定翼无人机作为基本外形参考，将太阳能电池板布置到无人机上，通过摄取太阳能并经转化成为电能，来给无人机系统提供持续的能源支持，使得太阳能无人机能够做到24小时的持续飞行。不间断的留空能力能够让这种无人机执行通讯中继、侦察监测、巡逻等任务，具体将可以完成如偏远无线网络覆盖、天气预报、海洋资源探测、边境巡逻、保护区监控等任务。

目前的太阳能无人机，多以木制结构为主体，机翼采用传统的翼肋、梁结构，内部空心，外表面包覆热缩膜蒙皮；多使用低效率的柔性太阳能电池片粘附在机翼上表面，或者将高效率非柔性电池板放置于机翼内，并用凯夫拉纤维束等拉在翼肋间或木结构撑在翼肋间。

中国专利201210104242.6公开了一种小型太阳能无人机包括：机身；机翼；分别设置在所述机翼的左侧和右侧前端的两台电动机；分别安装在所述两个电动机上的两个螺旋桨；与机身相连的水平尾翼和垂直尾翼。

中国专利201510853267.X公开了一种太阳能一体式无人机机翼，包括第一翼片、中间翼片和第二翼片，所述第一翼片和第二翼片通过枢轴与中间翼片铰接设置，所述第一翼片、第二翼片和中间翼片上均安装有太阳能电池板，所述太阳能电池板与第一翼片、第二翼片和中间翼片为一体成型设置。

上述现有技术的缺陷在于：

1、非柔性太阳能电池板安置方式不合理，容易发生碎裂导致无法使用；

2、使用了低效率的柔性电池片，影响了能量的获取效率；

3、无人机结构强度低，刚度差，易疲劳，抗撞击能力弱，从而导致使用寿命短，可靠性差，起降次数受限。

因此，如何提供一种适用于非柔性太阳能电池板、结构强度高、可靠性好的太阳能无人机，成为业内需要解决的问题。

技术实现要素：

针对现有技术的缺陷，本发明提供了一种太阳能无人机，其结构强度高，整个机翼采用实心结构，提高了无人机强度，延长了无人机的使用寿命，且结构牢靠，不易损坏；太阳能电池板不易损坏，抗振、抗冲击能力强，可靠性高。

为了实现上述目的，本发明提供了一种太阳能无人机，其包括：

机身，其上设有用于放置设备仪器的搭载舱体和螺旋桨，螺旋桨设在机身头部的前方；

机翼，其包括机翼块、翼梁，翼梁连接机身；翼梁贯穿机翼块；机翼块的上表面设有若干用于容纳太阳能电池板的容纳槽，太阳能电池板嵌入容纳槽中；

尾翼，其设置于机身尾部，尾翼包括水平尾翼和垂直尾翼。

本发明总体为固定翼机气动布局，机头布置单电机螺旋桨动力；机翼为上单翼布局，采用大展弦比平直矩形机翼为主。

本发明中采用非柔性太阳能电池板，增加了能量的获取效率。

根据本发明的另一种具体实施方式，尾翼为单垂尾构型，并将水平尾翼置于垂直尾翼之后，平尾前缘在垂直尾翼方向舵转轴位置处，尾翼设计方式可以减少水平尾翼对方向舵面的气流屏蔽效应。

根据本发明的另一种具体实施方式，机翼块为实体夹心结构，其包括若干柔性填充体；翼梁贯穿柔性填充体，容纳槽设在柔性填充体的上表面。本方案中整个机翼实心结构，提高无人机强度，其结构件数量少，结构精简，并以最大程度减小起飞重量，使得无人机使用寿命长，不易损坏，提高了起降的次数。将非柔性太阳能电池板嵌入柔性填充体的容纳槽中，太阳能电池板的底面和容纳槽的表面紧密贴合，在外界大气压的作用下，太阳能电池板在强振动或者外力冲击的情况下，都不会脱离容纳槽；柔性填充体也能很好的吸收绝大部分的振动和冲击能量，保证太阳能电池板的正常使用。

根据本发明的另一种具体实施方式，机翼块进一步包括若干机翼肋板：每一柔性填充体的两侧均设有机翼肋板；翼梁贯穿机翼肋板。本方案中，柔性填充体与机翼肋板的截面形状相同，每一柔性填充体和位于柔性填充体两侧的机翼肋板之间形成夹层结构，保证机翼整体结构的稳定性和可靠性。

根据本发明的另一种具体实施方式，柔性填充体固定连接机翼肋板；机翼肋板固定连接翼梁；例如，通过胶水粘接的方式，实现将柔性填充体、机翼肋板、翼梁相互固定。

根据本发明的另一种具体实施方式，机翼上还设有桁条、纵墙，纵墙对应翼梁设置；桁条设在机翼的后缘，机翼的外侧设有透明膜，透明膜通过桁条覆盖在柔性填充体的上表面。透明膜的作用是：保证外表面的光滑、以及太阳能电池板不会从上表面脱落。

根据本发明的另一种具体实施方式，述柔性填充体为发泡聚丙烯材料制成；机身、尾翼、翼梁、机翼肋板、桁条、纵墙均为碳纤维复合材料制成。本方案中，整个无人机的主体结构均以碳纤维复合材料为主，例如3k全碳纤维；柔性填充体为塑料泡沫。

根据本发明的另一种具体实施方式，机翼分为内段翼、外段翼；内段翼为平直机翼，外段翼包括平直段、倾斜段；平直段为平直机翼，倾斜段设有5°－8°的上反角；优选的，倾斜段设有6°的上反角。

根据本发明的另一种具体实施方式，倾斜段的长度占机翼总长度的1/3￣1/2；优选的，倾斜段的长度占机翼总长度的1/3。

根据本发明的另一种具体实施方式，太阳能无人机设有斜撑装置，其包括机身连接端、机翼连接端、支撑杆；支撑杆通过机身连接端连接机身，支撑杆通过机翼连接端连接机翼。在机翼与机身之间，由机翼与机身上部相连，同时用斜撑的方式将机身下部和机翼翼展处连接，机翼连接端设在距离机翼靠近机身一端1/3的位置，从而加固整机结构强度，也减小大展弦比机翼的悬臂梁下垂效应。

根据本发明的另一种具体实施方式，太阳能无人机上设有起落装置，起落装置为前三点式起落装置，其包括前起落架、两个后起落架，前起落架设在机身头部的下方，两个后起落架相对设置于机翼下方；起落装置上设有减震机构。减震机构为弹簧式减震机构，整体结构精简，有效减重并保证较好的减震作用。本方案中，起落装置为碳纤维复合材料的结构主体。

本发明采用碳纤维复合材料和发泡聚丙烯材料为主要结构材料，整个机翼实心结构，在提高无人机的强度的同时，保证了整体的重量，减少振动带来的影响，延长无人机的使用寿命。

本发明中，太阳能电池板安装在柔性填充体的容纳槽中，柔性填充体选用泡沫材料，其轻质柔性容易加工，具有一定的抗拉压能力。在组装前，根据太阳能电池板的尺寸加工出柔性填充体，并在柔性填充体的上表面加工出对应太阳能电池板的容纳槽。在安装时，机翼整体先完成组装，太阳能电池板串列另行焊接后放置在柔性填充体的容纳槽中，挤压出太阳能电池板和容纳槽表面的空气，使其紧密贴合；这样设置的好处在于，能利用泡沫极强的吸振能力，将绝大部分振动和冲击能量吸收耗散；泡沫具有良好的弹性性能和抗拉、抗压能力，能够保证机翼产生变形时对电池板的影响极小；将泡沫和太阳能电池板紧密贴合，使得太阳能电池板很难从泡沫载体脱离；在放置电池板时，无需使用硬性连接(例如胶水粘在机翼上的方式等)，使得太阳能电池板可以在载体上进行小幅的平面移动，以便适应机翼出现的不可避免的变形，从而避免机翼变形导致电池板直接脆裂的情况。

本发明中将机翼肋板间的柔性填充体的截面加工成机翼肋板的形状，利用发泡聚丙烯材料轻质柔性且容易加工的特点，以其作为载体，将非柔性太阳能电池板嵌入到容纳槽，电池板和容纳槽紧密贴合，在外界大气压作用下，太阳能电池板在强振动或者外力冲击的情况下，都不会脱离容纳槽；发泡聚丙烯材料可以很好的吸收绝大部分的振动和冲击能量，保证太阳能电池板的正常使用。

与现有技术相比，本发明的有益之处在于：

1、尾翼为单垂尾构型，并将水平尾翼置于垂直尾翼之后，水平尾翼的前缘设在垂直尾翼方向舵转轴位置处，该尾翼结构可以减少水平尾翼对方向舵面的气流屏蔽效应；

2、机翼为实心，由刚性的肋梁结构和柔性填充体紧密结合，形成夹心结构，抗振、抗冲击能力强，同步提高无人机强度和刚度，使机体综合结构能力增强，延长了无人机的使用寿命，且结构牢靠，起降不易损坏；整体结构件数量少，便于生产、安装；

3、采用非柔性太阳能电池板，效率高且不易损坏，续航时间长；

4、将太阳能电池板嵌入在柔性填充体上，由机翼结构吸收振动和冲击，大大减少太阳能电池板的碎裂和损坏，有利于提高太阳能电池板的使用寿命。

下面结合附图对本发明作进一步的详细说明。

附图说明

图1是实施例1的太阳能无人机的整体结构示意图；

图2是太阳能无人机的俯视图；

图3是太阳能无人机的主视图；

图4是图1的局部示意图。

具体实施方式

实施例1

本实施例提供了一种太阳能无人机，如图1－4所示，其包括：机身1、机翼2、尾翼3、螺旋桨4、斜撑装置5、起落装置6。

其中，机身1为碳纤维复合材料制成，其为柱状结构，在机身1的下方设有用于放置外部设备的搭载平台11；螺旋桨4为单电机螺旋桨，其设在机身1的前端。

机翼2包括机翼块21、翼梁22、纵墙23、桁条29，机翼块21包括机翼肋板24和泡沫填充体25，每一泡沫填充体25的两侧均设有机翼肋板24，其中，翼梁22贯穿机翼肋体24和泡沫填充体25，泡沫填充体25、机翼肋板24、翼梁22、桁条29相连接的位置均通过胶水粘接；在泡沫填充体25的上表面设有用于容纳太阳能电池板的容纳槽26，容纳槽26的槽壁为一体式加工而成的泡沫肋条261；太阳能电池板嵌入容纳槽26中；机翼2的外侧设有透明膜(图中未示)，透明膜通过桁条29与泡沫肋条261覆盖在泡沫填充体25的上表面。

尾翼3与机身1的后端连接，其包括水平尾翼31和垂直尾翼32；尾翼3为单垂直尾翼构型，并将水平尾翼31置于垂直尾翼之32后，水平尾翼31前缘设在垂直尾翼32方向舵转轴位置处，该尾翼3的结构可以减少水平尾翼31对方向舵面的气流屏蔽效应。

斜撑装置5包括机身连接端51、机翼连接端52、支撑杆53；支撑杆53通过机身连接端51连接机身，支撑杆53通过机翼连接端52连接机翼2，机翼2与机身1上部相连，通过支撑杆53将机身1的下端和机翼2翼展处连接，机翼连接端52设在距离机翼2靠近机身1的一端1/3的位置。

起落装置6为三点式起落装置，其为碳纤维复合材料的结构主体；起落装置6包括前起落架61、两个后起落架62，前起落架61设在机身1头部，两个后起落架62相对设置于机翼2下方；起落装置6上设有弹簧减震机构(图中未示)。

本实施例中，机翼2为上单翼布局，采用大展弦比平直矩形机翼，机翼2分为内段翼27和外段翼28，外段翼28包括平直段281和倾斜段282，其中，内段翼27为平直机翼，平直段281为平直机翼，倾斜段282的长度是平直段281长度的2倍，且倾斜段282的长度占机翼2总长度的1/3；倾斜段282设有6°的上反角。

本实施例中，以碳纤维复合材料和泡沫材料为基础，机翼肋板等其他平面构件由碳纤维板材加工而成，纵墙以及机身部分均为碳纤维管。在机翼肋板上设有减重镂空结构，在保证强度刚度的前提下，去除多余材料；泡沫填充体的两侧均设有机翼肋板，且泡沫填充体与机翼肋板通过胶接方式固定，翼梁穿过机翼肋板和泡沫填充体，且和泡沫填充体、机翼肋板通过胶接方式固定，翼梁、纵墙、机翼肋板、泡沫填充体固定连接，保证了机翼断裂强度和抗弯抗扭刚度。

虽然本发明以较佳实施例揭露如上，但并非用以限定本发明实施的范围。任何本领域的普通技术人员，在不脱离本发明的发明范围内，当可作些许的改进，即凡是依照本发明所做的同等改进，应为本发明的范围所涵盖。