一种高速自毁式无人机的制作方法

本发明涉及无人机，尤其涉及一种高速自毁式无人机。

背景技术：

1、自毁式无人机又称巡飞弹，是一种融合侦察与打击功能于一体的无人飞行器。该类无人机以自身动能和战斗部撞击目标实现毁伤，具有部署灵活、成本经济、隐蔽性强的优势，既能够针对人员、轻型车辆等小型目标实施单点精确打击，也能够针对坦克、防御工事、关键基础设施等目标进行精确毁伤，还可通过集群批量使用实施蜂群饱和攻击。近年来，随着无人机设计与应用技术的发展，以低成本自毁式无人机为代表的新型无人机在特殊作战任务中大量投入使用，其战果成效引起广泛关注。

2、某型低成本自毁式无人机为典型代表，翼展约2.5m，配备四缸活塞发动机，巡航速度约为150～180km/h，可携带50kg战斗部，单机成本仅为2～5万美元。该类无人机在近年来的实际冲突中大量出现，通过集群批量使用对敌方造成高交换比，显示出较高的作战效费比。然而，受限于设计和制造成本，该类无人机通常以螺旋桨推进的活塞发动机为动力装置，采用对称翼型、圆柱型机身为主要机体外形，并配合梯形翼飞翼式气动布局。其气动性能和飞行性能存在以下明显不足：

3、第一，现有同类型飞翼式布局无人机一般以150～180km/h巡航速度、3～4km升限为设计点。该巡航速度较低，难以实现长航程和快速突防。随着地区冲突中防空拦截能力的提升，该类低速巡飞弹的突防成功率显著下降，被拦截率有时高达80%以上。

4、第二，为节省设计制造成本，现有同类型无人机一般采用对称翼型、圆柱型机身为主要机体外形，伴随梯形翼飞翼式气动布局。飞行过程中配平迎角大，飞行阻力大，导致气动效率偏低，进一步限制了飞行速度和航程。

5、第三，现有同类型无人机一般采用翼尖小尺寸安定面或翼梢小翼设计，且无方向舵结构。由于缺少有效的航向操纵面，其横航向操纵性差，在末段俯冲打击阶段难以保证精准指向，抗侧风能力不足，影响打击精度和任务完成率。

6、第四，现有同类型无人机一般采用活塞式发动机为主要动力装置。活塞发动机功重比低、结构复杂、噪声水平高，严重制约了飞机的高速度、高巡航效率、高空性能和高任务完成率。

7、第五，现有采用涡喷动力装置、以高空高速为设计目标的无人机，通常以常规气动布局设计为主。无人机机身与机翼等部件之间过渡光顺性差，存在较大的干扰阻力，气动效率较低；同时，其制造成本通常较高，难以满足自毁式无人机低成本批量消耗的使用需求。

8、综上所述，现有低成本自毁式无人机在气动布局、动力形式、操纵面设计等方面均难以兼顾高速突防能力与低成本制造要求。

9、因此，亟需在保持低成本可批量生产的前提下，开发一种巡航速度达到500km/h、升限达到8km的高速自毁式无人机，以显著提升突防能力、末段打击精度和任务完成率。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种高速自毁式无人机，在保持低成本可批量制造的前提下，实现500km/h巡航速度和8km升限，同时具备低巡航阻力和良好的横航向操纵性。

2、为达此目的，本发明采用以下技术方案：

3、一种高速自毁式无人机，包括：

4、机身，所述机身呈扁平类椭圆形的气动外形；

5、梯形大后掠机翼，对称设置于所述机身两侧，自所述机身的中部向尾部延伸设置，并与所述机身采用翼身融合设置；

6、两个垂直安定面，分别沿垂直于所述梯形大后掠机翼的方向安装于所述梯形大后掠机翼两侧翼梢；

7、升降副翼，设置于所述梯形大后掠机翼的后缘；

8、方向舵，设置于所述垂直安定面的后缘，所述升降副翼与所述方向舵配合实现俯仰、横滚和航向的三轴独立控制；

9、背负式进气道，设置于所述机身背部，并与所述机身融合设置；

10、一体化喷口，设置于所述机身尾部，并与所述机身尾部一体化融合设置，其外轮廓整流面与所述机身光顺过渡，以降低底部阻力；

11、涡喷式发动机，内置在所述机身尾部，用于提供所需的动力。

12、作为优选，所述机身具有机背型面和机腹型面，所述机背型面和机腹型面均由样条曲线作为横截面型线并沿流向放样形成光顺曲面。

13、作为优选，所述梯形大后掠机翼采用反弯翼型，且所述梯形大后掠机翼的展长为2.5m，展弦比为2.34，根梢比为4.53，前缘后掠角为47.3°，翼根安装角为2.6°，机翼扭转角为-4°。

14、作为优选，两个所述垂直安定面采用对称翼型，高度为0.5m，展弦比为1.21，根梢比为1.28，上侧前缘后掠角为18.1°，下侧前缘后掠角为28.9°。

15、作为优选，所述背负式进气道具有由样条曲线生成的进口型面，所述背负式进气道的进口面积为0.009m2。

16、作为优选，所述一体化喷口的出口面积为0.008m2，并与所述涡喷式发动机的喷口形状匹配。

17、作为优选，所述机翼的型面、所述垂直安定面的型面及所述背负式进气道的型面均采用样条曲线或直线段生成。

18、作为优选，所述机身、所述梯形大后掠机翼、所述垂直安定面、所述背负式进气道及所述一体化喷口的气动外形被配置为：在500km/h巡航速度和8km升限条件下，全机最大升阻比达到13.5。

19、作为优选，所述方向舵被配置为：在七级稳态侧风条件下，方向舵偏角为6.7°时，方向舵产生的偏航操纵力矩与侧风产生的偏航干扰力矩相平衡。

20、作为优选，所述升降副翼采用2×2布置的大扭力舵机驱动，以提供高速飞行状态下所需的舵面操纵力矩；

21、和/或，所述机身头部设有模块化战斗部或光电吊舱安装舱段，所述机身中部内置飞控系统、通信设备和导航系统，所述梯形大后掠机翼内部设有整体油箱及天线安装空间。

22、本发明的有益效果：

23、本发明提供一种高速自毁式无人机，采用梯形翼飞翼式气动布局，包括机身、梯形大后掠机翼、两个垂直安定面、升降副翼、方向舵、背负式进气道、一体化喷口和涡喷式发动机。机身呈扁平类椭圆形的气动外形；梯形大后掠机翼对称设置于机身两侧，自机身的中部向尾部延伸设置，并与机身采用翼身融合设置；两个垂直安定面分别沿垂直于梯形大后掠机翼的方向安装于机翼两侧翼梢；升降副翼，设置于机翼的后缘；方向舵设置于垂直安定面的后缘，升降副翼与方向舵配合实现俯仰、横滚和航向的三轴独立控制，以增强末段打击精度和抗侧风能力；背负式进气道设置于机身背部，并与机身融合设置，以消除外凸部件带来的额外阻力；一体化喷口设置于机身尾部，并与机身尾部一体化融合设置，其外轮廓整流面与机身光顺过渡，以降低底部阻力；涡喷式发动机，内置在机身尾部，用于提供所需的动力。本发明的高速自毁式无人机通过采用梯形翼飞翼式气动布局，结合扁平类椭圆形机身、大后掠梯形机翼与机身翼身融合设置、翼梢双垂直安定面、背负式进气道、一体化喷口以及内置涡喷式发动机，使无人机在保持低成本的前提下，实现了较高的巡航速度和升限，显著降低了高速飞行时的零升阻力和干扰阻力，提高了全机升阻比和航向稳定性；同时，升降副翼与方向舵配合实现三轴独立控制，增强了末段打击精度和抗侧风能力，从而有效提升了无人机的快速突防能力和任务完成率。