手抛型无人机的制作方法

本发明涉及无人机技术领域，特别是涉及一种手抛型无人机。

背景技术：

无人机能够用于航拍测绘、侦查以及救援的多种用途，且无需人员驾驶，能够适用恶劣的环境，所以无人机技术受到越来越的关注。

现有技术中，无人机多采用后推式的结构，即发动机或电机和螺旋桨位于无人机的尾部，此种结构形式的无人机在飞行工作时，需要更高的推动力才能够正常运行，需要耗费的能源较多，导致续航能力差。为解决上述问题，技术人员将无人机的电机和螺旋桨安装在无人机前方，这样可以以相对较小的牵引力保持无人机的正常飞行，降低了能源的消耗，提升了续航能力。

但是，上述解决技术问题的技术方案还存在如下技术问题：电机安装在前当带动螺旋桨时存在明显的振动问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是提供一种手抛型无人机，使其能够解决电机和螺旋桨安装在无人机的前方，在转动工作时产生明显振动的问题。

本发明提供的一种手抛型无人机，其包括：

机身，所述机身包括架体和壳体；

机翼和尾翼，所述机翼和尾翼分别与所述机身连接；

驱动电机，所述驱动电机位于所述机身的机头部位，安装在所述架体上，位于所述架体和所述壳体之间，所述驱动电机的转轴伸出所述壳体与螺旋桨组件连接。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述机翼设置在所述机身的上方；

所述机翼包括中段机翼、左段机翼和右段机翼；所述中段机翼位于所述机身正上方，所述左段机翼和所述右段机翼相对称的位于所述机身两侧并分别与所述中段机翼两侧连接；

其中，所述中段机翼、左段机翼以及右段机翼均为板状。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述机翼的升阻比为28:1—30:1。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述中段机翼水平的设置在所述机身的上方；

所述左段机翼上翻与所述中段机翼之间具有4-9度的夹角，所述右段机翼上翻与所述中段机翼之间具有4-9度的夹角。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述左段机翼与所述中段机翼为转动连接，能够调整所述左段机翼与所述中段机翼间的夹角；所述右段机翼与所述中段机翼为转动连接，能够调整所述右段机翼与所述中段机翼间的夹角；

或，所述左段机翼与所述中段机翼可拆卸的连接，所述右段机翼与所述中段机翼可拆卸的连接。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述尾翼通过中空杆体与所述机身连接；

其中，所述中空杆体采用碳纤维或者玻璃纤维制造。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述中空杆体与所述机身为可拆卸连接，所述中空杆体与所述尾翼之间为可拆卸连接；

所述尾翼包括垂直尾翼和水平尾翼，所述水平尾翼与所述垂直尾翼之间为可拆卸连接。

优选的，前述的手抛型无人机，其还包括：

功能载荷，所述功能载荷通过伸缩机构连接在所述机身的底部，能够通过所述伸缩机构的带动，使所述功能载荷远离所述机身的底表面或者缩入所述机身的内部；

其中，所述功能载荷为图像采集装置、空气监测的传感装置或遥感装置中的一种或多种；

电源组件，所述电源组件安装在所述机身上，用于为所述驱动电机供电。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述电源组件包括蓄电池、电源调控装置、太阳能电池、以及太阳能增程控制系统；

其中，所述蓄电池与所述电源调控装置连接，所述太阳能电池通过所述太阳能增程控制系统与所述电源调控装置连接，所述电源调控装置与所述驱动电机连接并为所述驱动电机供电。

优选的，前述的手抛型无人机，其中所述太阳能电池通过双面胶带粘贴在所述机翼的上表面；

其中，所述双面胶粘带贴在所述太阳能电池背面的边沿一周，并与所述机翼的上表面粘贴。

借由上述技术方案，本发明手抛型无人机至少具有下列优点：

本发明技术方案中，手抛型无人机的驱动电机设置在机身的机头位置，安装在机身的架体上，并与螺旋桨组件连接，这样在驱动电机工作带动螺旋桨组件转动时，可以把机身的机头处作为平衡的支点，并使用驱动电机的转子和定子部分当作配重，进而能够抵消螺旋桨组件转动时带来的振动，避免产生悬臂梁弯曲震荡的情况，使手抛型无人机飞行的更加平稳。此外，本发明实施例提供的手抛型无人机，其驱动电机固定在机身的架体上之后，通过壳体遮盖起来，仅有驱动电机的转轴伸出壳体与螺旋桨组件连接，由于壳体可以设置为圆滑的流线型壳体结构，这样本发明实施例提供的手抛型无人机在飞行时，壳体能够减少空气直接作用在驱动电机以及机头架体处产生的阻力，能够有效的减少电能的消耗，提升手抛型无人机的续航能力。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，并可依照说明书的内容予以实施，以下以本发明的较佳实施例并配合附图详细说明如后。

附图说明

图1是本发明的实施例提供的一种手抛型无人机的剖切结构示意图；

图2是本发明的实施例提供的一种手抛型无人机的结构示意图；

图3是本发明的实施例提供的另一种手抛型无人机的第一视角爆炸示意图；

图4是本发明的实施例提供的另一种手抛型无人机的第二视角爆炸示意图；

图5是本发明的实施例提供的另一种手抛型无人机的第三视角爆炸示意图。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效,以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的手抛型无人机，其具体实施方式、方法、结构、特征及其功效，详细说明如后。在下述说明中，不同的“一实施例”或“实施例”指的不一定是同一实施例。此外，一或多个实施例中的特定特征、结构、或特点可由任何合适形式组合。

实施例

如图1-图5所示，本发明的实施例提出的一种手抛型无人机，其包括：机身1、机翼2、尾翼3、驱动电机4以及电源组件6，其中图1和图2提供的一种手抛型无人机的电源组件位于机身1内部，未示出；所述机身1包括架体11和壳体12；所述机翼2和尾翼3分别与所述机身1连接；所述驱动电机4位于所述机身1的机头部位，安装在所述架体11上，位于所述架体11和所述壳体12之间，所述驱动电机4的转轴伸出所述壳体11与螺旋桨组件5连接。

具体的，手抛型无人机是通过人力抛射起飞的无人机，其具有起飞质量小便于携带的特点，受到广泛的应用。手抛型无人机的主要部分可以由机身1、机翼2、尾翼3、驱动电机4以及电源组件6构成。

其中，机身1为手抛型无人机的最主要部分，机身1的主体结构可以由架体11和壳体12构成，架体11可以根据结构的强度需要设置成任何满足需要的结构，例如矩形框体，架体11最好采用具有一定强度的金属材料制造，例如铝合金、镁合金或者碳钢等，也可以采用具有一定强度的纤维材料制造；壳体12可根据具体的飞行需要，设置成流线型小风阻的结构，其具体的结构还需要与架体11适配。机身1的内部可以根据需要设置无人机工作所需的电子装置或模块，例如主控制系统，即能够根据指令控制无人机飞行的控制系统，以及控制机身1中其他装置的工作；还可以设置数传模块，用于与地面进行数据传输，传输上行和下行飞控指令；还可以根据具体需要设置图像传输模块，用于传输图像采集装置所采集的图片和视频数据给地面控制站；上述的电子装置或模块还可根据具体需要进行具体的设置，本发明不做具体的限定；此外，除了上述的电子装置还可以设置其他的功能装置，例如降落伞模块、防滑防碰撞装置以及电源组件6和驱动电机4等必要部件。

机翼2和尾翼3是实现本发明实施例提供的手抛型无人机飞行的必要结构，机翼2安装在机身上是给手抛型无人机带来升力的结构，可以根据设计和使用需要设置成所需要的结构形状，例如平直板状、三角板状等；尾翼3是安装在手抛型无人机尾部的一种装置，可以增强飞行的稳定性，控制手抛型无人机的俯仰、偏航和倾斜以改变其飞行姿态，其可以包括水平尾翼32和垂直尾翼31，也可以采用v型尾翼。机翼和尾翼的制造材料需要为具有一定强度的轻质材料，例如合成纤维类材料。且机翼和尾翼的结构尺寸均需要根据机身的结构尺寸进行中和的匹配和设计，保证无人机能够正常的飞行。

驱动电机4是带动本发明实施例提供的手抛型无人机飞行的动力元件，其可以选用外转子电机作为驱动电机4，驱动电机4的型号和功率均可以根据具体的使用需要进行选择，例如根据机身的重量进行选择，可不做限定。驱动电机4固定安装在机身1的机头位置最好，即手抛型无人机飞行时的最前端，且可以位于机头1的中心位置；驱动电机4与机身1的架体11的固定连接方式可以是螺栓直接连接、通过安装架进行二者的连接，也可以直接焊接在架体11上。驱动电机4安装在架体11上之后，需要通过壳体12覆盖住，即要求壳体12与架体11之间具有一定的空间，即将壳体12设置的较大些；驱动电机4的转轴需要穿过壳体12之后与螺旋桨组件5连接，所以对应位置的壳体12上需要预先留有通孔，且转轴与该通孔配合之后，可以在二者之间设置不影响转动的密封结构，避免手抛型无人机飞行时风进入壳体12和架体11之间而产生风阻。

本发明技术方案中，手抛型无人机的驱动电机4设置在机身1的机头位置，安装在机身1的架体11上，并与螺旋桨组件5连接，这样在驱动电机4工作带动螺旋桨组件5转动时，可以把机身1的机头处作为平衡的支点，并使用驱动电机4的转子和定子部分当作配重，进而能够抵消螺旋桨组件5转动时带来的振动，避免产生悬臂梁弯曲震荡的情况，使手抛型无人机飞行的更加平稳。此外，本发明实施例提供的手抛型无人机，其驱动电机4固定在机身1的架体11上之后，通过壳体12遮盖起来，仅有驱动电机4的转轴伸出壳体12与螺旋桨组件5连接，由于壳体12可以设置为圆滑的流线型壳体结构，这样本发明实施例提供的手抛型无人机在飞行时，壳体能够减少空气直接作用在驱动电机4以及机头架体11处产生的阻力，能够有效的减少电能的消耗，提升手抛型无人机的续航能力。

如图1-图5所示，在具体实施中，所述机翼2可以设置在机身1的上方并在机身1的两侧伸出对称的左右机翼，机翼可以设置在机身的下方并在机身的两侧伸出对称的左右机翼，或者机翼也可以分成两部分，直接连接在机身的左侧和右侧，并对称的设置。本发明实施例提供的机翼2优选设置在机身1的上方的结构形式，机翼2可以包括中段机翼21、左段机翼22和右段机翼23；所述中段机翼21位于所述机身1正上方，例如中段机翼21水平的横置在机身1上方，所述左段机翼22和所述右段机翼23相对称的位于所述机身1两侧并分别与所述中段机翼21两侧连接。

具体的，本发明实施例提供的机翼可以包括上述的上个部分，且中段机翼21、左段机翼22和右段机翼23可以是分体的结构，也可以是一体成型的结构，当中段机翼21、左段机翼22和右段机翼23为分体的结构时，左段机翼22与中段机翼21的连接方式，可以是在二者的连接端设置插销连接结构、卡扣连接结构或者通过金属片配合螺钉的连接结构，具体的连接结构可以参考现有技术，本发明不做具体限定；同样右段机翼23与中段机翼21的连接方式，可以与左段机翼22和中段机翼21的连接方式相同。

如图1-图5所示，进一步的，优选中段机翼21、左段机翼22以及右段机翼23均为板状，且可以根据无人机飞行时，机翼2受到的气流以及机身重力等的作用，将上述三段机翼设置成所需要的截面形状，例如设置成能够满足机翼2的升阻比为28:1—30:1的截面形状，具体的设计过程可以通过模拟软件进行辅助模拟设计，且在模拟设计的过程中可以根据机翼2实际受到的气流、重力、拉力以及其他边界条件进行具体模拟。

其中，针对本发明实施例提供的手抛型无人机采用上述的升阻比为28:1—30:1的机翼2，本发明实施例还提供一种验证：

样机采用升阻比28:1的机翼、总质量10.5kg、飞行高度约在300米及其以下的空域，空气密度在1.185kg/m³，飞行速度在v＝16m/s时，样机受到的阻力，即驱动电机带螺旋桨组件的推力大小为：f阻＝10.5*9.8(重力加速度)/28(升阻比)＝3.68(n)。

当考虑保持一定的安全余度，取动力系统的安全系数为1.2，则无人机在巡航飞行中的推力大小为：

f推＝3.68*1.2＝4.41(n)。

则螺旋桨组件在样机平飞过程中所需的推力f推＝4.41n。

进行平飞飞行过程中的螺旋桨组件的输出功率为：

f推*v＝4.41n*16m/s＝70.6w。

这样当电源组件的储电量为45.6v-16ah，电能量q＝45.6*16＝729.6wh时，并设定电动力转化效率为50％，则可以得到如下的不同升阻比时无人机的续航对比表1。可见，在无人机的质量、飞行速度以及点动力转化效率相同的情况下，采用本发明实施例提供的升阻比为28:1的机翼，能够有效的延长无人机的续航时间，而现有技术中通常采用的升阻比为10:1或20:1的机翼的无人机，其续航时间明显低于本申请实施例提供的无人机。

续航对比表1

如图2-图5所示，在具体实施中，为了进一步的使本发明实施例提供的手抛型无人机飞行的平稳性，增加其抗风性能和抗横滚性能，可以将中段机翼21水平的设置在所述机身1的上方，将所述左段机翼22上翻使之与所述中段机翼21之间具有4-9度的夹角r，以及将所述右段机翼23上翻使之与所述中段机翼21之间具有4-9度的夹角r，且左段机翼22与中段机翼21之间的夹角与右段机翼23与中段机翼21之间的夹角相同。

具体的，左段机翼22的上翻是指左段机翼22从与中段机翼21连接处开始，到左段机翼22的最左端的边沿为向上翘起的结构，且与中段机翼21之间的夹角优选为4度、6度和9度；同样右段机翼23的上翻是指从右段机翼23与中段机翼21连接处开始，到右段机翼23的最右端的边沿为向上翘起的结构，且与中段机翼21之间的夹角优选为4度、6度和9度。

如图1-图5所示，进一步的，可以将左段机翼22与所述中段机翼21之间的连接设置为转动连接，例如齿轮咬合形式的转动连接，或者铰链组转动连接，或者直接使用转轴并配合转动卡位结构的转动连接，进而便于调整左段机翼22与中段机翼21之间的夹角，使其能够根据不同的使用环境调整其夹角，另外还可以直接使用转动连接的方式使左段机翼22与中段机翼21进行折叠，这样能够使折叠后的无人机的体积减小，便于运输。同样，也可以将右段机翼23与所述中段机翼21之间的连接设置为转动连接，如齿轮咬合形式的转动连接，或者铰链组转动连接，或者直接使用转轴并配合转动卡位结构的转动连接，只要与左段机翼22与中段机翼21的转动连接方式相同即可，进而便于调整右段机翼23与中段机翼21之间的夹角，使其能够根据不同的使用环境调整其夹角，另外还可以直接使用转动连接的方式使右段机翼23与中段机翼21进行折叠，这样能够使折叠后的无人机的体积减小，便于运输和携带。

或者，可以将所述左段机翼22与所述中段机翼21设置为可拆卸的连接，并将所述右段机翼23与所述中段机翼21设置为可拆卸的连接。其中，可拆卸连接的结构可以是卡扣的结构、螺钉连接的连接片结构或者插接结构等，进而通过拆卸的方式能够减小无人机的体积，便于其运输和携带。

如图1、图3和图4所示，在具体实施中，其中所述尾翼3通过中空杆体7与所述机身1连接；其中，所述中空杆体7采用碳纤维或者玻璃纤维制造。

具体的，尾翼3可以是包括垂直尾翼31和水平尾翼32的集合体，由于尾翼3与机身1需要保持一定的距离，且为了机身1的制造方便，可以不将机身1设置的过长，所以可以通过设置一个连接杆连接机身1和尾翼3。而使用中空的杆体7作为连接机身1和尾翼3的连接杆，能够起到降低手抛型无人机整体重量的重用，且进一步的使用碳纤维或者玻璃纤维制造中空杆体7，不仅能够保证中空杆体7的强度，还能够进一步的降低中空杆体7的重量，进而进一步的使手抛型无人机整体重量降低，有助于提高无人机的续航时间。

如图1、图3和图4所示，进一步的，所述中空杆体7与所述机身1为可拆卸连接，所述中空杆体7与所述尾翼3之间为可拆卸连接；所述水平尾翼32与所述垂直尾翼31之间为可拆卸连接。

具体的，中空杆体7与机身1之间的具体的连接结构可以设置为螺纹连接、插接或者卡扣连接等，中空杆体7与尾翼3之间的可拆卸连接也可以设置为螺纹连接、插接或者卡扣连接等形式，进而在运输或者携带手抛型无人机时，可以通过拆卸机身1与中空杆体7的连接，以及中空杆体7与尾翼3的连接，而达到减小无人机整体体积的目的。同时，水平尾翼32和垂直尾翼31之间是垂直连接的，这会导致尾翼3的整体占用空间较大，所以将水平尾翼32与垂直尾翼31之间也设置为可拆卸连接则能够进一步减低尾翼3所占用的空间，便于其携带和运送；其中，水平尾翼32与垂直尾翼31之间的可拆卸连接，也可以设置为卡扣连接，通过螺栓连接或者插接，或者可以在垂直尾翼31的下方设置一个夹持结构33，例如具有一定夹持力的夹子，通过该夹持结构33来夹持水平尾翼32，并在需要拆卸时通过松持该夹持结构33对水平尾翼32的夹持，实现拆分等。

如图3-图5所示，在具体实施中，本发明实施例提供的手抛型无人机还可以包括：功能载荷8，所述功能载荷8可以为图像采集装置、空气监测的传感装置、遥感装置中的一种或多种。这样手抛型无人机能够通过图像采集装置从空中对地面的景或物进行拍照或者录制，通过空气监测的传感装置检测手抛型无人机飞过的区域的空气质量，以及借助遥感装置辨别位于地面的物体或人物。

进一步的，功能载荷8最好设置在机身1的底部，这样能够便于功能载荷的工作，不会受到机身或者机翼等结构的干涉。另外，当功能载荷8设置在机身1的底部时，当手抛型无人机降落时，容易使功能载荷8与地面发生碰撞，所以为了保护功能载荷8，最好使功能载荷8通过伸缩机构(图中未示出)连接在所述机身的底部，进而能够通过所述伸缩机构的带动，使所述功能载荷8远离所述机身1的底表面或者靠近所述机身1的底表面甚至缩入机身1内部，即在空中飞行时可以通过伸缩机构带动功能载荷8使其远离机身1底部，以便于其正常的工作，当降落时可以通过伸缩机构带动功能载荷8使其靠近机身1的底表面或者缩入机身1内部，以避免功能载荷8与地面发生碰撞。其中，伸缩机构可以是能够实现伸缩运动的任何机构，例如液压缸驱动的伸缩机构、多连杆的伸缩机构等。

如图1-图5所示，在具体实施中，本发明实施例提供的手抛型无人机还包括：用于为驱动电机供电的电源组件6，其可以包括蓄电池以及电源调控装置等，蓄电池用于为驱动电机4以及其他需要电能的装置或部件供电，电源调控装置用于调节为驱动电机4供电时的电压电流等。电源组件6可以根据本发明实施例提供的手抛型无人机的设计和结构需要，设置在机身的内部、底部外表面(图3-图5所示)等位置。

进一步的，所述电源组件6还可以包括：太阳能电池、以及太阳能增程控制系统；其中，电源组件6的蓄电池与电源调控装置连接，所述太阳能电池通过所述太阳能增程控制系统与所述电源调控装置连接，所述电源调控装置与所述驱动电机4连接并为所述驱动电机4供电。

具体的，通过在手抛型无人机上设置太阳能电池的方式，能够增加无人机的续航里程，同时增设的太阳能增程控制系统能够根据蓄电池的耗电情况进行电能的补充。

进一步的，在本发明实施例提供的手抛型无人机飞行工作时，机翼的上表面是具有阳光照射的表面，所以优选的将太阳能电池粘贴在机翼的上表面，且粘贴的方式优选为使用双面胶带粘贴太阳能电池背面的边沿一周的方式，将太阳能电池粘贴在机翼的上表面，此种粘贴方式保证了太阳能电池稳定的与机翼连接，同时便于生产。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。