一种高速双尾撑布局无人机的制作方法

本发明属于航空飞行器中固定翼飞机设计技术领域，涉及一种高速双尾撑布局无人机。

背景技术：

双尾撑布局是指尾翼安装在两个从机身伸出的尾撑上。相对于正常式布局飞机，双尾撑布局在飞机设计中是一种非常规的气动布局，双尾撑飞机有许多特点，如常用后推发动机，便于安装光电侦察设备，不会对设备造成遮蔽；动力系统位于全机中部，全机质量集中，飞行操纵性良好等优点，在一些应用领域，对任务载荷能力和航时航程有越来越高的要求，双尾撑布局无人机提供了一种解决方案。目前已知的采用双尾撑式布局的无人机包括瑞士的巡逻兵无人机、美国的影子无人机、企鹅无人机、黑杰克无人机等，充分说明双尾撑布局无人机受到世界各国极大的关注，并将在未来得到更大的发展。

双尾撑布局无人机虽然有众多突出的优点，但是也有相对应的不足和限制，需要针对性地加以解决：

a)无人机要求载重能力强，需要尽量降低机体结构重量，提高结构空间利用率；

b)无人机要求进行较长航时和航程的任务飞行，需要较快的飞行速度、较小的飞行阻力和较高的升阻比；

c)双尾撑布局无人机进行长航时飞行，需要降低发动机耗油率，装备机载微小型发电机；

d)双尾撑布局无人机尾撑较长，滑跑起飞和着陆时容易蹭地。

技术实现要素：

为克服上述不利因素，本发明对双尾撑布局无人机进行合理的总体设计和飞机气动外形优化，提出一种高速双尾撑布局无人机。

本发明高速双尾撑布局无人机，包括机身、机翼、尾撑、平尾、垂尾和起落架。

其中，机身由前至后由隔板分隔为设备舱、燃料仓与动力舱。设备舱内部装载飞控模块、电源模块、任务载荷以及前起转向机构；燃料舱内装载保形软油箱；动力舱内安装有ecu控制盒与涡轮喷气发动机。

机身下方布置前三点式起落架。机身两侧分别安装左机翼和右机翼；左机翼与右机翼根部通过快卸接头与机身上的主梁端部相连；左机翼与右机翼后缘布置外侧舵面和内侧舵面。

左机翼与右机翼下方分别安装有左尾撑杆与右尾撑杆。左尾撑杆与右尾撑杆前部分别与左机翼和右机翼中部的下方间通过两个快卸销轴连接。左尾撑杆与右尾撑杆后部分别安装有左垂尾与右垂尾，左垂尾与右垂尾根部分别与左尾撑杆与右尾撑杆后部间通过快卸销轴连接。左垂尾与右垂尾之间设置有平尾；左垂尾、右垂尾与平尾后缘均设置操纵舵面。

上述机身与机翼、机翼与尾撑、尾撑杆与垂尾以及垂尾和平尾之间均进行整流过渡。

本发明的优点在于：

1、本发明一种高速双尾撑布局无人机，最大飞行速度超过400km/h，适用于快速抵达目标区域，进行应急处置；

2、本发明一种高速双尾撑布局无人机，各部件采用快卸连接件，保证无人机的组装和拆卸能够快速便捷；

3、本发明一种高速双尾撑布局无人机，共有8个个独立舵面，飞控模块进行组合操纵，增加了操纵系统的冗余，提高飞行过程的可靠性，并解决了双尾撑布局无人机起降性能差的不足；

4、本发明一种高速双尾撑布局无人机，机身-机翼、机翼-尾撑、尾撑-垂尾和垂尾-平尾之间均进行整流过渡，减小飞行过程中的机体各部件的干扰阻力。

附图说明

图1为本发明整体结构示意图；

图2为本发明整体结构俯视图；

图3为本发明中起落架结构示意图；

图4为本发明中机翼与机身间的整流设计示意图。

图中：

1-机身2-机翼3-尾撑杆

4-平尾5-垂尾6-起落架

101-机头罩102-机身主体103-设备舱

104-燃料仓105-动力舱106-ecu控制盒

107-涡轮喷气发动机108-前起落架109-主起落架

110-左机翼111-右机翼112-外侧舵面

113-内侧舵面114-主梁115-左尾撑杆

116-右尾撑杆117-左垂尾118-右垂尾

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

本发明高速双尾撑布局无人机，包括机身1、机翼2、尾撑3、平尾4、垂尾5与起落架6。

如图2所示，机身1包括机头罩101和机身主体102两部分，机头罩101为锥形，安装于机身主体102前端，起整流作用，同时内部可用来装载设备。机身主体102进行外形优化设计，使整体呈流线型，提高内部装载空间的同时降低机身1的飞行阻力。

机身主体102内由前至后由隔板分隔为设备舱103、燃料仓104与动力舱105；其中，设备舱103内部装载飞控模块、电源模块、任务载荷(光电吊舱、相控阵雷达等)以及前起转向机构；飞控模块与电源模块通过电源线缆相连，由电源模块为全机设备供电；同时与任务载荷间通过线缆相连，飞控模块用来执行飞行任务解算，维持飞机正常飞行。设备舱103具有设备舱盖103a，设备舱盖103a也由复合材料制造，保证良好的外形曲面和成型精度。燃料舱104内装载保形软油箱104a，用于承装燃料。动力舱105内安装有ecu控制盒106与涡轮喷气发动机107。ecu控制盒106主要用于涡轮喷气发动机107的状态监测和控制，包括发动机转速、温度、喷油量等参数，通过线缆与涡轮喷气发动机107相连，传输ecu控制盒106对涡轮喷气发动机107的控制指令以及涡轮喷气发动机107本身的状态监控数据。涡轮喷气发动机107将燃气向后喷出，为无人机提供向前的推力，最大推力296n，且能够适用煤油/柴油等多种重油燃料，满足上舰需求。上述ecu控制盒106与飞控模块通过线缆连接，传输飞控模块和ecu控制盒之间双向的信号数据。

如图3所示，机身主体102下方布置前三点式起落架6，包括前起落架108和主起落架109，前起落架108设计为带有弹簧减振的摇臂式起落架，安装于机身主体102前部；主起落架109为模压成型的碳纤维复合材料结构件，可依靠自身的弹性变形进行减震，重量轻，缓冲效果好，安装于机身主体102中后部下方。

机身主体102中后部两侧分别安装左机翼110和右机翼111；左机翼110与右机翼111根部通过快卸接头与机身主体上的主梁114端部相连，实现左机翼110与右机翼111便捷快速的装配和拆卸。为提高无人机的失速特性、改善飞行品质，左机翼110和右机翼111设计有负的几何扭转。

左机翼110与右机翼111的翼尖进行了圆滑处理，降低左机翼110与右机翼111的诱导阻力。同时，如图4所示，机身102与左机翼110与右机翼111间的连接区域119进行整流设计，降低机身主体102与左机翼110和右机翼111的干扰阻力，并提高机身主体102的内部容积，增大燃油容积。

左机翼110与右机翼111后缘布置外侧舵面112和内侧舵面113。其中，外侧舵面112在飞行过程中作为副翼，提供滚转操纵；内侧舵面113作为襟副翼，在飞行过程中可辅助外侧舵面112进行滚转操纵，在起飞和降落阶段，可作为襟翼或减速板，改善双尾撑布局无人机低速飞行状态。

左机翼110与右机翼111下方分别安装有左尾撑杆115与右尾撑杆116。左尾撑杆115与右尾撑杆116前部分别与左机翼110和右机翼111中部的下方间通过两个快卸销轴连接。左尾撑杆115与右尾撑杆116后部分别安装有左垂尾117与右垂尾118，左垂尾117与右垂尾118根部分别与左尾撑杆115与右尾撑杆116后部间通过快卸销轴连接。左垂尾117与右垂尾118之间设置有平尾4，三者间整体成型，最大限度降低尾翼的结构重量。左垂尾117、右垂尾118与平尾4后缘均设置操纵舵面，其中平尾4后部的升降舵提供全机俯仰操纵，左垂尾117与右垂尾118后部的方向舵提供航向操纵。上述机翼2与尾撑3、尾撑杆3与垂尾5以及垂尾5和平尾4之间均进行整流过渡，减小飞行过程中的机体各部件的干扰阻力。