一种飞翼布局隐身无人机动力系统技术方案

本实用新型专利技术涉及无人机技术领域，本实用新型专利技术的目的是克服现有无人机动力系统隐身效果差的不足，而提供一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其包括从机头至机尾依次连接的进气道、涡轮喷气式发动机和尾喷管；上述进气道的进气口设置在机背上，其横截面为方形；上述进气口的下边缘与无人机前缘重合；上述进气口设置有由导电材料制成的雷达屏蔽网，上述雷达屏蔽网表面和隐身无人机表面保持曲率连续，并与隐身无人机表面电导通。

A flying wing stealth UAV power system

The utility model relates to the field of UAV technology, the purpose of the utility model is to overcome the shortcomings of the existing UAV power system stealth effect is poor, and a flying wing stealth UAV dynamic system, including from front to rear connected inlet, a turbo jet engine and nozzle; the air inlet is installed in the inlet the back of the machine, the cross section is square; under the edge of the air inlet and the UAV front coincide; an air inlet is arranged with radar shielding net made of conductive material, the radar shielding net surface and surface curvature continuous stealth UAV, and stealth UAV surface conductivity.

【技术实现步骤摘要】
一种飞翼布局隐身无人机动力系统
本技术涉及无人机
，具体涉及一种飞翼布局隐身无人机动力系统。
技术介绍
对于一般的亚音速喷气式无人机，出于节省机身内部空间的目的，通常将发动机背负在机身之上或吊挂在两翼。但是，外置的发动机舱实现隐身效果差；且吊挂和背负布置形式的发动机迎风面积较大，会产生较大的阻力，从而产生较大的推力损失。
技术实现思路
本技术的目的是克服现有无人机动力系统隐身效果差的不足，而提供一种有隐身效果良好的隐身无人机动力系统。为实现上述目的，本技术提供的技术方案是：一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其特别之处在于：包括从机头至机尾依次连接的进气道、涡轮喷气式发动机和尾喷管；上述进气道的进气口设置在机背上，其横截面为方形；上述进气口设置有由导电材料制成的雷达屏蔽网，上述雷达屏蔽网表面和隐身无人机表面保持曲率连续，并与隐身无人机表面电导通；上述进气口下边缘与无人机前缘重合。进一步地，上述尾喷管为内喷管和外喷管构成的双层管结构；为了减小排气尾焰的红外特征，上述内喷管外口为椭圆形，上述椭圆形的长轴与水平面平行。进一步地，为了减少了雷达波反射方向，提高了无人机的隐身性能；上述外喷管外口为矩形，由外喷管穿过右一机翼段后缘形成；上述外喷管外口的边缘与无人机右一机翼段后缘平行。进一步地，为了减小由于进气口雷达屏蔽网过于细密带来的进气口动压损失，上述进气道的入口截面积/进气道的出口截面积≥1.5。进一步地，为了减小了气流畸变，有效改善发动机进气条件，提高发动机工作稳定性；上述进气道从进气口到进气道末端逐渐由方形过渡到圆形。进一步地，为了降低了无人机的红外特征，上述进气道末端直径/涡轮喷气式发动机直径≥1.05且不大于1.15。进一步地，为了获得足够的引射效果，带走已经被加热的冷却气体；内喷管内口直径/涡轮喷气式发动机喷口直径≥1.2且不大于1.7。进一步地，为了有效保证隔热效果，上述外喷管与内喷管之间的层间距离/内喷管高度≥0.25。进一步地，上述内喷管外口截面为长宽比为2.5:1～3.5:1的椭圆形。进一步地，上述内喷管采用不锈钢材料制成。本技术的有益效果是：为最大限度地维持无人机的雷达隐身外形，有效降低无人机的红外特征，提高无人机的隐身效果。本技术采用独特的布局及外形设计，如下所述：1、本技术采用方形进气口211，进气口下边缘214与无人机前缘14重合。由于雷达屏蔽网213和机身材料、电导率不同，表面电阻不连续可能产生垂直于材料界面的散射。通过平行设计，即进气口211为方形，进气口下边缘214与无人机前缘14重合，使得雷达屏蔽网213的边缘和机翼前缘14也平行。从而使雷达屏蔽网213与前缘14的反射方向一致，有效减少了雷达反射波的波瓣数目或减小波瓣宽度，最终减小了被截获概率，提高了隐身性能。2、本技术采用的内喷管外口234设置为截面为长宽比为2.5:1～3.5:1的椭圆形。相比于同等面积的圆形截面，椭圆形截面更有利于排气与周围空气混合，减小排气尾焰的红外特征。3、本技术采用的外喷管外口236设置为矩形，外喷管外口的边缘与无人机右一机翼段后缘15平行，减少了雷达波反射方向，提高了无人机的隐身性能。4、本技术采用的进气道入口截面积/进气道出口截面积≥1.5；可以减小由于进气口雷达屏蔽网过于细密带来的进气口动压损失。5、本技术采用的进气道21在进气口211后即从方形逐渐过渡到圆形，减小了气流畸变，有效改善发动机进气条件，提高发动机工作稳定性。6、本技术采用的进气道末端直径/涡轮喷气式发动机直径≥1.05且不大于1.15。进气道末端212直径大于涡轮喷气式发动机22直径，以提供多于发动机进气量的空气，多出的部分不进入发动机进气口而绕过发动机，为发动机提供冷却，降低了无人机的红外特征。7、本技术采用的内喷管内口直径/涡轮喷气式发动机喷口直径≥1.2且不大于1.7，可以获得足够的引射效果，带走已经被加热的冷却气体。8、外喷管232与内喷管231之间的层间距离/内喷管231高度≥0.25，可以有效保证隔热效果。附图说明图1是动力系统结构示意图；图2是采用动力系统的无人机剖视图；图3是采用动力系统的无人机俯视图；图4是尾喷管的主视图；图5是图4尾喷管沿aa方向的截面示意图；图6是图4尾喷管沿bb方向的截面示意图。图中各标号的说明如下：11—右一机翼段；14—无人机前缘；15—右一机翼段后缘；21—进气道；211—进气口；212—进气道末端；213—雷达屏蔽网；214—进气口下边缘；22—涡轮喷气式发动机；231—内喷管；232—外喷管；233—内喷管内口；234—内喷管外口；235—外喷管内口；236—外喷管外口。具体实施方式下面结合附图和实施方式对本技术作进一步详细的说明。本技术采用的动力系统用于飞翼布局隐身无人机，飞翼布局隐身无人机主要包括飞翼总体、动力系统、飞控系统和前缘载荷系统。飞翼总体包括左机翼段、与左机翼段相对称设置的右机翼段；左机翼段包括由内向外依次设置的左一机翼段、左二机翼段、左三机翼段；右机翼段包括由内向外依次设置的右一机翼段11、右二机翼段、右三机翼段。如图1所示的一种飞翼布局隐身无人机动力系统，包括从机头至机尾依次连接的进气道21、涡轮喷气式发动机22和尾喷管23。进气道21的入口截面积是进气道21的出口截面积的1.5倍。进气道21的进气口211设置在机背上，其横截面为方形，进气道21从进气口211到进气道末端212逐渐由方形过渡到圆形；进气道末端212直径是涡轮喷气式发动机22直径的1.1倍。进气口211设置有采用不锈钢材料制成的雷达屏蔽网213，雷达屏蔽网213表面和隐身无人机表面保持曲率连续，并与隐身无人机表面电导通。如图3所示，进气口下边缘214与无人机前缘14重合。如图1和图2所示，尾喷管23为内喷管231和外喷管232构成的双层管结构；内喷管231采用不锈钢材料制成，外喷管232采用碳纤维复合材料制成。内喷管内口233与外喷管内口235均为圆形，内喷管外口234截面为长宽比为3：1的椭圆形，椭圆形的长轴与水平面平行；内喷管内口直径大于涡轮喷气式发动机喷口直径的1.2倍。外喷管外口236为矩形，由外喷管穿过右一机翼段后缘15形成；如图3所示，外喷管外口236的边缘与无人机右一机翼段后缘15平行。如图4至图6所示，尾喷管任意截面均需满足下面所述条件，即外喷管232与内喷管231之间的层间距离/内喷管231高度≥0.25。图5、图6中Z轴方向是指垂直于水平面的铅直方向。内喷管231高度是指Z轴方向上的高度；内喷管曲面上任取一点作平行于Z轴的直线，与内喷管交于另一点，两点间的间距就是内喷管231高度。具体而言，如图5中所示直线m与Z轴平行，直线m与内喷管231交于B、C两点，直线m与外喷管232交于A、D两点，B、C两点距离是A、B两点距离的4倍以上。如图6中所示直线n与Z轴平行，直线n与内喷管231交于F、G两点，直线n与外喷管232交于E、H两点，F、G两点距离是E、F两点距离的4倍以上。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其特征在于：包括从机头至机尾依次连接的进气道(21)、涡轮喷气式发动机(22)和尾喷管(23)；所述进气道(21)的进气口(211)设置在机背上，其横截面为方形；所述进气口(211)设置有由导电材料制成的雷达屏蔽网(213)，所述雷达屏蔽网(213)表面和隐身无人机表面保持曲率连续，并与隐身无人机表面电导通；所述进气口下边缘(214)与无人机前缘(14)重合。

【技术特征摘要】
1.一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其特征在于：包括从机头至机尾依次连接的进气道(21)、涡轮喷气式发动机(22)和尾喷管(23)；所述进气道(21)的进气口(211)设置在机背上，其横截面为方形；所述进气口(211)设置有由导电材料制成的雷达屏蔽网(213)，所述雷达屏蔽网(213)表面和隐身无人机表面保持曲率连续，并与隐身无人机表面电导通；所述进气口下边缘(214)与无人机前缘(14)重合。2.根据权利要求1所述的一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其特征在于：所述尾喷管(23)为内喷管(231)和外喷管(232)构成的双层管结构；所述内喷管外口(234)为椭圆形，所述椭圆形的长轴与水平面平行。3.根据权利要求2所述的一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其特征在于：所述外喷管外口(236)为矩形，由外喷管(232)穿过右一机翼段后缘(15)形成；所述外喷管外口(236)的边缘与无人机右一机翼段后缘(15)平行。4.根据权利要求2或3所述的一种飞翼布局隐身无人机动力系统，其特征在于：所述进气道(21...

【专利技术属性】
技术研发人员：不公告发明人，
申请(专利权)人：西安天拓航空科技有限公司，
类型：新型
国别省市：陕西,61