一种带拉线的太阳能无人机的制作方法

本发明属于太阳能无人机总体设计技术领域，更具体地，涉及一种带拉线的太阳能无人机。

背景技术：

高空长航时太阳能无人机普遍采用大展弦比柔性机翼，在气动载荷的作用下会产生相当大的弯曲变形和扭转变形，而大变形又会使气动载荷分布发生变化，这种气动/结构耦合的特点使太阳能无人机飞行品质受到影响，并由气动弹性带来了稳定性与安全性问题。

技术实现要素：

本发明的目的是针对现有技术中存在的不足，提供一种带拉线的太阳能无人机，该太阳能无人机通过拉线连接太阳能无人机变形较大的结构件，可以用较小的重量代价来获得较大的刚度收益，从而减小全机结构尤其是机翼的变形，提高太阳能无人机性能。

为了实现上述目的，本发明提供一种带拉线的太阳能无人机，包括：

机身；

机翼，设置在所述机身上；

平尾，设置在所述机身的尾部；

垂尾，设置在所述机身的尾部；

螺旋桨，设置在所述机身的前端；

起落架，设置在所述机身的下方；

第一拉线，一端与所述机翼的外端连接，另一端与所述起落架的下端连接；

第二拉线，一端连接在所述机翼的中部，另一端连接在所述机身上靠近所述平尾的一端。

可选地，所述机身并排设置有两个，两个所述机身对称设置于所述机翼的下侧。

可选地，两个所述机身的下侧均设置有起落架，两个所述起落架的下端之间设有第三拉线。

可选地，两个所述机身之间设置有第四拉线，所述第四拉线的两端分别连接在两个所述机身靠近所述平尾的一端。

可选地，所述机身包括：

机舱，为椭球形；

机身杆，为圆柱形杆，所述机身杆的头部与所述机舱相连接，所述平尾和所述垂尾均设置于所述机身杆的尾部；

所述第二拉线的所述另一端连接在所述机身杆的尾部。

可选地，所述机翼的上表面设置有太阳能电池组。

可选地，所述平尾的后缘处设有升降舵。

可选地，所述垂尾的后缘处设有方向舵。

可选地，所述垂尾的下侧设置有尾轮。

可选地，所述机翼包括：

内翼段，设置在两个所述机身之间；

外翼段，设置在所述内翼段的两端，所述外翼段的后缘处设有副翼。

本发明有益效果在于：

1、通过拉线连接太阳能无人机变形较大的结构件，可以用较小的重量代价来获得较大的刚度收益，从而减小全机结构尤其是机翼的变形，提高太阳能无人机性能；

2、通过第一拉线、第二拉线、第三拉线和第四拉线的设置可以减小机翼和机身的变形；

3、拉线左右对称分布，可以使太阳能无人机在不对称载荷作用下依然有较好的对称性；

4、拉线在减小机翼和机身变形的同时，也确保了全机舵面的舵效。

本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。

图1示出了根据本发明的一个实施例的一种带拉线的太阳能无人机的立体结构示意图。

图2示出了根据本发明的一个实施例的一种带拉线的太阳能无人机的主视图。

图3示出了根据本发明的一个实施例的一种带拉线的太阳能无人机的俯视图。

图4示出了根据本发明的一个实施例的一种带拉线的太阳能无人机的左视图。

附图标记说明：

1、机翼；2、太阳电池阵；3、机身；4、平尾；5、垂尾；6、螺旋桨；7、副翼；8、升降舵；9、方向舵；10、起落架；11、尾轮；12、第一拉线；13、第三拉线；14、第二拉线；15、第四拉线。

具体实施方式

下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。

本发明提供一种带拉线的太阳能无人机，包括：

机身；

机翼，设置在机身上；

平尾，设置在机身的尾部；

垂尾，设置在机身的尾部；

螺旋桨，设置在机身的前端；

起落架，设置在机身的下方；

第一拉线，一端与机翼的外端连接，另一端与起落架的下端连接；

第二拉线，一端连接在机翼的中部，另一端连接在机身上靠近平尾的一端。

具体的，机身安装有太阳能无人机的机载设备，至少包括动力模块、控制模块和操作模块，通过动力电机驱动螺旋桨转动产生拉力使无人机飞行运动，通过第一拉线减小机翼的弯曲变形和扭转变形，通过第二拉线减小机身的弯曲变形和扭转变形，使全机结构刚度提高。

在一个示例中，机身并排设置有两个，两个机身对称设置于机翼的下侧。

在一个示例中，两个机身的下侧均设置有起落架，两个起落架的下端之间设有第三拉线。

具体的，机翼为高升力、高升阻比翼型和大展弦比结构，中间翼段的平面形状为矩形，两侧外翼段的平面形状为梯形。

在一个示例中，两个机身的下侧均设置有起落架，两个起落架的下端之间设有第三拉线。

具体的，通过第三拉线连接两个起落架，配合第一拉线构成三角形结构，提高机翼的稳定性。

在一个示例中，两个机身之间设置有第四拉线，第四拉线的两端分别连接在两个机身靠近平尾的一端。

具体的，通过第四拉线连接两个机身，配合第二拉线构成三角形结构，提高机翼和机身的稳定性。

具体的，两个机身为对称设置，提高在不对称载荷情况下稳定性。

在一个示例中，机身包括：

机舱，为椭球形；

机身杆，为圆柱形杆，机身杆的头部与机舱相连接，平尾和垂尾均设置于机身杆的尾部；

第二拉线的另一端连接在机身杆的尾部。

具体的，通过第三拉线和第四拉线配合第二拉线和第一拉线加固太阳能无人机整体结构稳定性，减小机身的弯曲变形和扭转变形。

进一步的，第一拉线、第二拉线、第三拉线和第四拉线均为强度高、弹性小、密度低的纤维绳，用于保证承拉功能的基础上尽量减轻重量。

在一个示例中，机翼的上表面设置有太阳能电池组。

在一个示例中，平尾的后缘处设有升降舵。

在一个示例中，垂尾的后缘处设有方向舵。

在一个示例中，垂尾的下侧设置有尾轮。

在一个示例中，机翼包括：

内翼段，设置在所述机身之间；

外翼段，设置在内翼段的两端，外翼段的后缘处设有副翼。

实施例

如图1至图4所示，一种带拉线的太阳能无人机，包括：

机身3；

机翼1，设置在机3身上；

平尾4，设置在机身3的尾部；

垂尾5，设置在机身3的尾部；

螺旋桨6，设置在机身3的前端；

起落架10，设置在机身3的下方；

第一拉线12，一端与机翼1的外端连接，另一端与起落架10的下端连接；

第二拉线13，一端连接在机翼1的中部，另一端连接在机身3上靠近平尾5的一端。

在本实施例中，机身3并排设置有两个，两个机身3对称设置于机翼1的下侧。

在本实施例中，两个机身3的下侧均设置有起落架10，两个起落架10的下端之间设有第三拉线13。

在本实施例中，两个机身3之间设置有第四拉线15，第四拉线15的两端分别连接在两个机身3靠近平尾4的一端。

在本实施例中，机身3包括：

机舱，为椭球形；

机身杆，为圆柱形杆，机身杆的头部与机舱相连接，平尾4和垂尾5均设置于机身杆的尾部；

第二拉线12的另一端连接在机身杆的尾部。

在本实施例中，机翼1的上表面设置有太阳能电池组2。

在本实施例中，平尾4的后缘处设有升降舵8。

在本实施例中，垂尾5的后缘处设有方向舵9。

在本实施例中，垂尾5的下侧设置有尾轮11。

在本实施例中，机翼1包括：

内翼段，设置在两个机身3之间；

外翼段，设置在内翼段的两端，外翼段的后缘处设有副翼7。

本实施例的带拉线的太阳能无人机使用时，以巡航飞行状态为例，飞行过程中，螺旋桨6转动产生拉力使无人机向前运动，控制升降舵8、副翼7和方向舵9使无人机俯仰、滚转和偏航，同时飞行过程中通过太阳能电池阵2接受光照储能续航，延长无人机飞行时间，无人机机翼在气动力作用下存在变形，当遇到不稳定气流，机身发生变形，第三拉线13和第二拉线14固定机身3，减小机身3的弯曲变形和扭转变形，第四拉线15和第一拉线12固定机翼1，减小机翼1的弯曲变形和扭转变形，提升无人机的稳定性。

以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。