一种空投式无人机及其抛射方法技术

本发明专利技术公开了一种空投式无人机及其抛射方法，包括无人机，无人机包括无人机机身、旋转机翼、安装在大型空中载体下端的发射筒，所述无人机机身的中间机械阻尼蓄能旋转连接有旋转机翼，所述机械阻尼蓄能连接在无人机机身的控制系统，所述无人机机身尾部通过机械阻尼蓄能二连接有旋转尾翼，所述发射筒内部是设置有无人机，所述无人机机身为多边形的外形结构。所述无人机为多个，所述无人机在发射筒为圆周方式进行排列、前后依次排列中的任意一种排列方式。所述抛射方法步骤如下：无人机抛射展开过程分为：抛投阶段、减速稳定阶段、减速稳定阶段、飞行阶段四个阶段；本发明专利技术的结构简单、所需舵机功率小，可以减小舵机体积和重量；姿态控制效率较高。

【技术实现步骤摘要】
一种空投式无人机及其抛射方法
本专利技术涉及无人机
，具体为一种空投式无人机及其抛射方法。
技术介绍
无人机主要有以下特征：无人机折叠之后的尺寸较小，内部传感器的体积较大，无人机在使用的时候效率不够高，因此需要在有限空间内尽可能增加主翼面积。为保证航时要求，还需使展弦比较大，增加主翼气动效率。在抛投阶段，要考虑高速展开问题，需使无人机减速到一定速度时，再展开主翼并转为正常飞行状态。因此，需设计一种串列式、分段展开折叠翼布局无人机。
技术实现思路
（一）解决的技术问题针对现有技术的不足，本专利技术提供了一种空投式无人机及其抛射方法，解决的无人机在有限空间内尽可能增加主翼面积。为保证航时要求，还需使展弦比较大，增加主翼气动效率问题。现有方案无人机从高速载体弹出后，为保护机体结构不受高速气流冲击而损坏，在主翼展开前，需要使用减速伞进行减速，当速度减小到安全范围之内，才能完成主翼的展开动作，并转换到飞行状态。本专利技术提供了各部分分段展开的结构和控制方案，利用机身和主翼在不同展开角度的气动力阻力，实现对无人机的减速控制，从而不需要使用减速伞，达到减轻重量和结构复杂度的目的。（二）技术方案为实现以上目的，本专利技术通过以下技术方案予以实现：一种空投式无人机，包括无人机，所述无人机包括无人机机身、旋转机翼、安装在大型空中载体下端的发射筒，所述无人机机身的中间机械阻尼蓄能旋转连接有旋转机翼，所述机械阻尼蓄能连接在无人机机身的控制系统，所述无人机机身尾部通过机械阻尼蓄能二连接有旋转尾翼，所述发射筒内部是设置有无人机，所述无人机机身为多边形的外形结构。优选的，所述无人机为多个，所述无人机在发射筒为圆周方式进行排列、前后依次排列中的任意一种排列方式。优选的，前后依次排列的多个所述无人机之间均设置有整流罩，整流罩用于防止前机发射时的火焰或压力对发射筒中的其后的无人机产生破坏。优选的，所述无人机机身内部设置有无人机系统，所述无人机系统包括航电系统、能源系统、动力系统、载荷系统、天线、控制系统，所述控制系统电性连接航电系统、能源系统、动力系统、载荷系统、天线。一种空投式无人机的抛射方法，所述抛射方法步骤如下：无人机抛射展开过程分为：抛投阶段、减速稳定阶段、减速稳定阶段、飞行阶段四个阶段；步骤1：抛投阶段；无人机以折叠状态从发射筒内分离，机体以最小截面积状态接触大气，将冲击过载降到最小限度，保护机体结构；机载导航和控制系统采用延时上电的方式，确保冲击过载不对传感器造成损坏；步骤2：减速稳定阶段；无人机相对稳定后，控制系统控制V型尾翼展开，导航系统开始快速初始对准，恢复无人机的姿态、速度和位置测量，并控制V型尾翼，将飞行器姿态控制在俯仰角-10~-20度，滚转角±10度以，航向角任意的范围内的大攻角飞行状态，将速度从150m/s减小到70~90m/s；步骤3：减速稳定阶段；无人机主翼采用机械阻尼蓄能展开机构，控制系统触发主翼展开，主翼以40度/秒的速度展开；在展开过程中，速度进一步减小到50~70m/s，同时无人机俯仰角恢复到0~4度，滚转角±3度，航向角稳定的状态；步骤4：飞行阶段；无人机主翼完全打开，速度减小到35m/s，螺旋桨开始工作，进入航线飞行模式；天线靠机械触发装置自动弹出，任务载荷上电，进入工作状态。（三）有益效果本专利技术提供了一种空投式无人机。具备以下有益效果：采用串列式固定主翼式布局，折叠式V型尾翼设计，因此采用V型尾翼的控制是影响飞行性能最关键的因素，无人机发射后的初始对准过程及展开主翼和V尾的变结构控制过程，这三个要点是物理仿真需要着重考察的，因为快速准确的初始对准、平稳的过渡过程、V型尾翼的特殊控制方式都直接影响无人机的最基本的巡航效果。同时在减速过程中，主翼先处于折叠状态，V型尾翼可实现稳定无人机姿态的功能，当速度减小到巡航速度附近时主翼完成展开动作，无人机转化为巡航飞行模式。本专利技术的结构简单、所需舵机功率小，可以减小舵机体积和重量；姿态控制效率较高。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施方式的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本专利技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。图1为本专利技术的装配立体结构图；图2为本专利技术的航电系统的原理图；图3为本专利技术的无人机控制系统的原理图；图4为本专利技术的动态逆控制原理图；图5为本专利技术的姿态回路数字仿真分析图；图6为本专利技术的无人机采用圆周方式进行排列的结构立体图；图7为本专利技术的无人机采用圆周方式进行排列的截面结构图；图8为本专利技术的无人机折叠状态结构立体图；图9为本专利技术的无人机采用前后依次排列的截面结构图。图中：无人机机身1、旋转机翼2、旋转尾翼3、发射筒4、无人机5、整流罩6。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。在本专利技术中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。请参阅图1-9，本专利技术提供一种技术方案：一种空投式无人机，包括无人机5，无人机5包括无人机机身1、旋转机翼2、安装在大型空中载体下端的发射筒4，无人机机身1的中间机械阻尼蓄能旋转连接有旋转机翼2，机械阻尼蓄能连接在无人机机身1的控制系统，无人机机身1尾部通过机械阻尼蓄能二连接有旋转尾翼3，发射筒4内部是设置有无人机5。无人机5为多个，无人机5在发射筒4为圆周方式进行排列、前后依次排列中的任意一种排列方式。前后依次排列的多个无人机5之间均设置有整流罩6，整流罩6用于防止前机发射时的火焰或压力对发射筒中的其后的无人机5产生破坏。无人机机身1内部设置有无人机系统，无人机系统包括航电系统、能源系统、动力系统、载荷系统、天线、控制系统，控制系统电性连接航电系统、能源系统、动力系统、载荷系统、天线；所述无人机机身1为多边形的外形结构，可减小雷达反射面积。实施例：一、如图2航电系统主要由组合导航系统、控制系统、动力学模型组成。组合导航系统使用的是组合导航系统，组合导本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种空投式无人机，其特征在于，包括无人机（5），所述无人机（5）包括无人机机身（1）、旋转机翼（2）、安装在大型空中载体下端的发射筒（4），所述无人机机身（1）的中间机械阻尼蓄能旋转连接有旋转机翼（2），所述机械阻尼蓄能连接在无人机机身（1）的控制系统，所述无人机机身（1）尾部通过机械阻尼蓄能二连接有旋转尾翼（3），所述发射筒（4）内部是设置有无人机（5），所述无人机机身（1）为多边形的外形结构。/n

【技术特征摘要】
1.一种空投式无人机，其特征在于，包括无人机（5），所述无人机（5）包括无人机机身（1）、旋转机翼（2）、安装在大型空中载体下端的发射筒（4），所述无人机机身（1）的中间机械阻尼蓄能旋转连接有旋转机翼（2），所述机械阻尼蓄能连接在无人机机身（1）的控制系统，所述无人机机身（1）尾部通过机械阻尼蓄能二连接有旋转尾翼（3），所述发射筒（4）内部是设置有无人机（5），所述无人机机身（1）为多边形的外形结构。


2.根据权利要求1所述的一种空投式无人机，其特征在于：所述无人机（5）为多个，所述无人机（5）在发射筒（4）为圆周方式进行排列、前后依次排列中的任意一种排列方式。


3.根据权利要求2所述的一种空投式无人机，其特征在于：前后依次排列的多个所述无人机（5）之间均设置有整流罩（6），整流罩（6）用于防止前机发射时的火焰或压力对发射筒中的其后的无人机（5）产生破坏。


4.根据权利要求1所述的一种空投式无人机，其特征在于：所述无人机机身（1）内部设置有无人机系统，所述无人机系统包括航电系统、能源系统、动力系统、载荷系统、天线、控制系统，所述控制系统电性连接航电系统、能源系统、动力系统、载荷系统、...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨帆，
申请(专利权)人：艾肯拓常熟科技有限公司，
类型：发明
国别省市：江苏;32