便攜式聯結翼軍用無人飛行器的制造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種無人飛行器，尤其涉及一種便攜式聯結翼軍用無人飛行器。
[0002]
【背景技術】
[0003]隨著現代戰爭的進行，特種部隊正日益發揮越來越重要的作用，而如何將固定翼飛行器融入到特種部隊的單兵設備中是本發明的初衷。考慮到特種部隊有時孤軍深入敵后，在陌生的地域需要對周邊幾公里內進行偵察和辨識，或進行一些爆破任務。而現有固定翼飛行器雖然性能優良，航程遠，突防能力強，但由于體積巨大，不具有單兵設備的要求;對于多軸飛行器，雖然易于攜帶，但大多速度較低，突防能力差，航程小，對于遠距離偵察和打擊都不適合，因此作為單兵偵察/打擊設備仍然不合適。
[0004]
【發明內容】
[0005]本發明針對上述不足提供了一種便攜式聯結翼軍用無人飛行器。
[0006]本發明采用如下技術方案:
本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，包括機身、機翼前翼、機翼后翼、加強件、滑塊、推進器、垂尾;所述的機身上設有機翼加強件及滑塊;機身尾端設有推進器，機身尾端上設有垂尾;機翼前翼的一端與機翼加強件鉸接，機翼前翼的另一端與后翼的一端鉸接;后翼的另一端與滑塊鉸接;滑塊沿機身的尾端滑動至靠近機翼加強件一側、從而帶動機翼向機身靠近;所述的垂尾與機身鉸接，垂尾可平放于機身尾端或垂直立于機身尾端。
[0007]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的機翼由前翼、后翼形成桁架式結構;機翼前翼和后翼在翼尖連接形成聯結翼氣動布局。
[0008]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的前翼包括前翼翼肋，翼刀，前翼前梁，翼尖端板，電線出口，前翼翼根轉軸，前翼后梁，前翼伺服舵機，前翼舵面，前翼翼尖轉軸孔；
所述的前翼翼肋與前翼前梁、前翼后梁組成前翼框架，前翼框架內設有前翼伺服舵機，翼框架的尾端設有前翼舵面，前翼框架外部設有蒙皮;前翼框架的翼根處設有前翼翼根轉軸，前翼框架的翼尖處設有翼尖端板，翼尖端板的尾端布置前翼翼尖轉軸孔;翼根上設有電線出口；前翼翼肋上設有翼刀。
[0009]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的后翼包括后翼前梁，后翼翼肋，后翼翼尖轉軸，后翼翼根轉軸，后翼伺服舵機，襟翼舵面，后翼后梁；
所述的后翼前梁、后翼翼肋與后翼后梁組成后翼框架，框架外側設有蒙皮，后翼前梁與后翼后梁之間設有后翼伺服舵機;后翼框架尾端設有襟翼舵面;后翼的翼尖設有后翼翼尖轉軸，后翼的翼根設有后翼翼根轉軸。
[0010]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的前翼通過前翼翼根轉軸與機翼加強件鉸接，前翼通過前翼翼尖轉軸孔與后翼翼尖轉軸鉸接;后翼翼根轉軸與滑塊鉸接。
[0011]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的滑塊包括鎖定孔，彈簧，強力磁鐵，滑塊加強件，手動扳手;所述的手動扳手的上端面設有強力磁鐵;手動扳手的下端面設有彈簧;手動扳手的前后側壁邊緣處分別設有兩塊滑塊加強件，滑塊加強件上設有鉸接孔，兩塊滑塊加強件之間形成用于連接后翼的內槽;滑塊加強件上還設有鎖定孔。
[0012]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，還包括檢修孔，檢修孔布置滑塊加強件上。
[0013]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的垂尾包括垂尾承力件，垂尾鎖定裝置，撞針橫銷;所述的垂尾承力件的底端布置垂尾鎖定裝置;垂尾鎖定裝置的一側延伸出鉤狀件;鉤狀件與撞針橫銷連接，鉤狀件帶動撞針橫銷抬起與落下;撞針橫銷落下后其底端落入鎖定孔內。
[0014]本發明所述的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，所述的機身包括機身前設備艙，機身左側板，機身右側板，機機身加強框，推進器，導軌;所述的機身左側板與機身右側板平行布置;機身左側板與機身右側板之間設有若干個機身加強框;機身左側板、機身右側板與機機身加強框形成機身框架結構，其機身框架結構其頂端布置機身前設備艙、尾端布置推進器;機翼加強件布置在機身框架結構上且靠近機身前設備艙;機身框架結構底部設有供滑塊滑動的導軌。
[0015]
有益效果
本發明提供的便攜式聯結翼軍用無人飛行器，將多軸飛行器的便攜性和固定翼飛行器良好的飛行性能得以充分發揮。飛行器以折疊的方式放入背包中便于攜帶，充分體現易于攜帶的便攜性。在飛行前從背包中拿出，通過手拋的方式起飛，在手拋的過程中機翼、垂尾彈開至飛行狀態，并以滑行形式降落。在整個飛行過程中，由于已展開至完整固定翼飛機模式，具有良好的飛行性能和突防能力，并采用了聯結翼的氣動布局，使飛行器具有升阻比大，結構強度高、配平阻力小、攜帶便利、放飛時間短，結構簡單、戰場生存性高等優點。
[0016]只需一人攜帶，要求便攜、靈活、可靠、高效，同時力求結構簡單安全，實用性強，價格低廉，性價比高。在折疊過程中，機翼可旋轉折疊到機身的兩側，垂尾折疊至機身上，在起飛的時快速打開至常規聯結翼飛行器構型，兼顧到了飛行器的便攜性和飛行性能。
[0017]
【附圖說明】
[0018]圖1是本發明的機身機翼延展示意圖；
圖2是本發明的機身機翼折疊狀態示意圖；
圖3是本發明的前翼結構示意圖；
圖4是本發明的后翼結構示意圖；
圖5是本發明的機身結構示意圖；
圖6是本發明的機身滑塊結構示意圖；
圖7是本發明的尾垂結構示意圖；
圖8是本發明的機身尾部結構示意圖。
[0019]
【具體實施方式】
[0020]為使本發明實施例的目的和技術方案更加清楚，下面將結合本發明實施例的附圖，對本發明實施例的技術方案進行清楚、完整地描述。顯然，所描述的實施例是本發明的一部分實施例，而不是全部的實施例。基于所描述的本發明的實施例，本領域普通技術人員在無需創造性勞動的前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍:
圖1所示:展示了便攜式聯結翼軍用無人飛行器在空中飛行時的飛機視圖，此種飛行狀態具有升阻比大，結構強度高、配平阻力小等優點。
[0021]圖2所示，展示了便攜式聯結翼軍用無人飛行器在攜帶過程時的飛機視圖，機翼折疊至機身兩側，垂尾放倒至機身上。此時狀態具有攜帶便利、放飛時間短，結構簡單、戰場生存性高等優點。
[0022]圖3所示，展示了飛機前機翼的結構形式，所述的前翼包括前翼翼肋1，翼刀2，前翼前梁3，翼尖端板4，電線出口 5，前翼翼根轉軸6，前翼后梁7，前翼伺服舵機8，前翼舵面9，前翼翼尖轉軸孔10;
所述的前翼翼肋1與前翼前梁3、前翼后梁7組成前翼框架，前翼框架內設有前翼伺服舵機8，翼框架的尾端設有前翼舵面9，前翼框架外部設有蒙皮;前翼框架的翼根處設有前翼翼根轉軸6，前翼框架的翼尖處設有翼尖端板4，翼尖端板4的尾端布置前翼翼尖轉軸孔10;翼根上設有電線出口 5;前翼翼肋1上設有翼刀2。
[0023]在從折疊狀態展開到飛行狀態時，機翼以前翼翼根轉軸6為圓心向前轉動，并通過前翼翼尖轉軸帶動后翼，在高空飛行時，通過前翼伺服舵機8帶動前翼舵面9控制飛機的滾轉特性，在貼近地面飛行時通過翼刀2、翼尖端板4用于抑制氣流的橫向擾動。
[0024]在圖4中，展示了飛機后機翼的結構形式，后翼包括后翼前梁11，后翼翼肋12，后翼翼尖轉軸13，后翼翼根轉軸14，后翼伺服舵機15，襟翼舵面16，后翼后梁17 ；
所述的后翼前梁11、后翼翼肋12與后翼后梁17組成后翼框架，框架外側設有蒙皮，后翼前梁11與后翼后梁17之間設有后翼伺服舵機15;后翼框架尾端設有襟翼舵面16;后翼的翼尖設有后翼翼尖轉軸13，后翼的翼根設有后翼翼根轉軸14。后翼上覆有蒙皮。
[0025]后翼翼尖轉軸13通過軸承與前機翼翼尖轉軸相連接，后翼翼根轉軸14通過軸承與機身滑塊相連接，并兩處均可轉動，在從折疊狀態展開到飛行狀態時，機身滑塊會帶動后翼翼根轉軸14向機身尾部快速滑動，同時帶動后翼翼尖轉軸13和前翼，使整個機翼快速打開至飛行姿態。在高空飛行時，通過后翼伺服舵機15帶動襟翼舵面16控制飛機的俯仰特性。
[0026]在視圖5中，展示了飛機機身的結構形式，機身包括機身前設備艙26，機身左側板27，機身右側板28，機機身加強框29，推進器31，導軌32 ；所述的機身左側板27與機身右側板28平行布置;機身左側板27與機身右側板28之間設有若干個機身加強框29;機身左側板27、機身右側板28與機機身加強框29形成機身框架結構，其機