一种固定翼察打一体无人机模型及其设计方法与流程

1.本发明涉及航空侦察和检测设备技术领域，具体设计一种固定翼察打一体无人机模型及其设计方法。


背景技术：

2.无人机，即无人驾驶飞行器(unmannedaerial vehicle)，它是一种自带动力，能搭载各种电子设备，执行多种任务，可由操作员通过无线电远程遥控设备进行操纵或由无人机自带的自动遥控程序装置进行自我操纵的无人驾驶的航空器；无人机最大的特点就是不需要飞行员在机身内进行驾驶操纵，同时又能完成载人飞行器的几乎全部功能；因此，无人机不需要安装飞行员座椅，操纵杆等能使飞行员完成飞机操纵功能的装置，也不需要安装座舱增压系统等载人飞行器维持飞行员生命所必须的装置，结构重量轻、结构简单、易操作、使用成本低、使用时安全高效等都是无人机所具有的特点；
3.近年来无人机相关技术的飞速发展，我国军用无人侦察机和民用测绘无人机的研究有了突破性的进展，在部分关键性无人机技术方面，我国科研工作者已经走到了世界的前列；但是现有的无人机由于使用要求，对于去人机设计的结构复杂，导致维修困难，同时也由于外部材料的的选用，导致飞机自身重量难以控制，影响无人机的使用性能。


技术实现要素：

4.针对上述存在的问题，本发明旨在提供一种固定翼察打一体无人机模型及其设计方法，通过本设计方法确定了起飞重量最大为2.5公斤的低成本固定翼察打一体无人侦察机的整体设计参数和设计指标，同时设计出了固定翼察打一体无人侦察机的具体模型，本模型具有能够获得良好的低速气动性能、减少机翼尾流影响的同时有效利用螺旋桨滑流以提升尾翼气动效率的特点。
5.为了实现上述目的，本模型所采用的技术方案如下：
6.一种固定翼察打一体无人机模型，包括机身、机翼和尾翼；
7.所述机身为桁梁式机身，包括桁条、主桁梁和翼身连接件，所述主桁梁对称设置，所述桁条水平设置于两个主桁梁上，翼身连接件对称设置在顶部桁条的中部上端，与机翼连接，且在整体机身的外侧设置有机身蒙板；
8.所述机翼为单梁式结构，包括相互连接的机翼翼梁和机翼翼肋，机翼通过翼身连接件与机身连接；
9.所述尾翼为对称翼型，其通过尾翼碳管与机身的尾端连接。
10.优选的，所述的机身还包括第三隔板、第一隔板、电机安装架、第二隔板和隔框，所述隔框纵向设置在矩形机身上，与桁条相互接触且相互垂直，所述第一隔板、第二隔板和第三隔板均搭设在桁条与隔框形成的框架内。
11.优选的，所述的隔框包括普通隔框、第一加强隔框和第二加强隔框，所述第二加强隔框设置在机身的尾端，且在第二加强隔框上设置有减重孔和第一穿接孔；所述第一加强
隔框设置在机身中部机翼安装位置的两侧，且在两个第一加强隔框之间设置有普通隔框，所述第二隔板对称设置在中部机翼安装位置下侧的桁条上；所述机身的前端还设置有一个普通隔框和一个第一加强隔框，所述第三隔板设置在第一隔板上侧的桁条上；所述电机安装架安装在第二加强隔框与第一加强隔框之间，且在第二加强隔框与第一加强隔框还设置有普通隔框，所述普通隔框上设置有第二固定孔，所述第二固定孔与第一穿接孔配合使用，对尾翼碳管进行固定。
12.优选的，所述的机翼翼梁设置在机翼的30％翼弦处，包括主翼段翼梁和外翼段翼梁，所述外翼段翼梁对称设置在主翼段翼梁的两侧，所述主翼段翼梁和外翼段翼梁均包括对称设置的副翼梁和梁腹板，所述梁腹板设置在副翼梁的一侧；所述主翼段翼梁的两个对称设置的副翼梁中间还设置有主翼梁，且在所述主翼段翼梁机翼后部的65％翼弦处还设置有机翼外翼梁和后缘翼梁，其中外翼梁对称设置；所述主翼段前缘和外翼段前缘均设置有前缘缘条，且在前缘缘条前缘设置有前缘轻木蒙板，所述前缘轻木蒙板包裹机翼前30％翼弦范围部分，与主翼梁、副翼梁、梁腹板、外翼梁、后缘翼梁和前缘缘条形成d型翼盒结构。
13.优选的，所述的机翼翼肋包括第一加强翼肋、第二加强翼肋、普通翼肋和半翼肋，所述第一加强翼肋设置在主翼段机翼安装位置的两侧，且在所述第一加强翼肋上设置有安装孔和设置在翼身连接件上的连接孔配合使用，且在两个第一加强翼肋之间设置有一个普通翼肋；所述第二加强翼肋设置在主翼段与外翼段的连接处；所述半翼肋设置在外翼段的第二加强翼肋与普通翼肋之间。
14.优选的，所述的机翼上还设置有机翼连接机构，所述机翼连接机构设置在主翼段与外翼段之间，包括机翼上部分连接组件和机翼下部分连接组件。
15.优选的，所述的机翼上部分连接组件设置在主翼段和外翼段上侧的副翼梁上，包括设置在主翼段副翼梁上的插杆，设置在外翼段副翼梁上的插槽和限位件，所述插杆与插槽配合使用，且在所述插杆上设置有若干限位槽，所述限位槽与限位件下端的限位卡头配合使用，所述限位件通过压板安装在外翼段副翼梁上，且所述压板与限位件活动连接，在压板与限位件之间还设置有限位弹簧。
16.优选的，所述的机翼下部分连接组件设置在机翼下表面，包括合页机构，所述合页机构与机翼连接处的第二加强翼肋连接，且设置在第二加强翼肋的下侧，所述合页机构包括第一翻转页、第二翻转页和转轴，所述第一翻转页设置在近主翼段的两个第二加强翼肋之间，且在所述第一翻转页上设置有转轴安装槽，所述转轴通过轴承安装在转轴安装槽内，所述转轴上等距设置有若干花键槽，所述花键槽与环箍连接，所述环箍上设置有插接槽，所述插接槽与设置在第二翻转页上的插块配合使用，所述第二翻转页设置在近外翼段的两个第二加强翼肋之间；且在所述转轴上还设置有齿轴段，所述齿轴段与齿轮相互啮合，所述齿轮设置在电机的动力输出端，所述电机安装在第一翻转页上，通过电机带动第二翻转页转动。
17.优选的，所述的尾翼为对称翼型，包括水平尾翼和垂直尾翼，所述垂直尾翼对称设置在水平尾翼的两端，所述水平尾翼包括翼梁、翼墙、连接环、普通平尾翼肋和加强平尾翼肋，所述翼梁设置在机翼前缘，翼墙设置在机翼后缘，所述普通平尾翼肋和加强平尾翼肋设置在翼墙与翼梁之间，所述连接环设置在翼墙与翼梁中间，与尾翼碳管配合使用，所述加强平尾翼肋设置在连接环的两侧；所述垂直尾翼通过加强平尾翼肋转动设置在水平尾翼的两
端，且在垂直尾翼上设置有减重孔。
18.一种设计固定翼察打一体无人机模型的方法，所述方法包括
19.步骤一：固定翼察打一体无人机模型的外形、动力设计阶段
20.s101.根据预设设计要求，确定飞机的总体性能参数和电气系统；
21.s102.确定机翼平面几何形状和机翼翼型参数；
22.s103.设计无人机机身；
23.s104.确定尾翼翼型参数；
24.s105.在飞机机身下表面铺设5mm厚耐磨海绵衬层；
25.s106.整机气动外形设计；
26.步骤二：固定翼察打一体无人机模型的内部结构设计阶段
27.s201.机翼结构设计；
28.s202.机身结构设计；
29.s203.尾翼结构设计。
30.优选的，步骤s201所述的机翼结构设计过程和步骤s202所述的机身结构设计过程分别包括：
31.机翼结构设计过程：s2011.机翼翼梁设计；s2012.机翼翼肋设计；s2013.机翼连接机构设计；
32.机身结构设计过程：s2021.桁梁结构设计；s2022.隔框结构设计；s2023.隔板及机身机翼连接件设计。
33.本模型的有益效果是，本发明公开了一种固定翼察打一体无人机模型及其设计方法，与现有技术相比，本模型的改进之处在于：
34.本发明通过固定翼察打一体无人机模型设计方法得到了一种固定翼察打一体无人机模型，在本模型中：(1)选定机翼采用大升阻比且大迎角飞行性能良好的clarky翼型，机翼平面几何形状为矩形机翼加椭圆翼尖的大展弦比机翼，能够获得良好的低速气动性能；(2)为容纳各种设备与任务载荷，机身体积较大，动力系统采用腰推方式；(3)飞机采用低置的普通尾翼，双垂尾结构，在避免螺旋桨滑流冲击，减少机翼尾流影响的同时，有效利用螺旋桨滑流以提升尾翼气动效率；(4)飞机采用手抛起飞的方式，进一步省略了飞机起落架，减少了不必要的结构重量；通过上述设置，使得本模型在使用时具有能够获得良好的低速气动性能、减少机翼尾流影响的同时有效利用螺旋桨滑流以提升尾翼气动效率的优点，为进一步设计固定翼察打一体无人机提供了研究基础。
附图说明
35.图1为本发明固定翼察打一体无人机模型设计的流程图。
36.图2为本发明固定翼察打一体无人机模型的结构示意图。
37.图3为本发明机身的结构示意图。
38.图4为本发明机翼的结构示意图。
39.图5为本发明主翼段翼梁的结构示意图。
40.图6为本发明主翼段和外翼段的结构示意图。
41.图7为本发明主翼段与外翼段连接处的结构示意图。
42.图8为本发明主翼段与外翼段连接处的主视图。
43.图9为本发明主翼段与外翼段连接处主视图a处的局部放大图。
44.图10为本发明主翼段与外翼段连接处的俯视图。
45.图11为本发明合页机构的分解图。
46.图12为本发明环箍的结构示意图。
47.图13为本发明尾翼的结构示意图。
48.在图2
‑
图13中：1.机身，11.桁条，12.主桁梁，13.翼身连接件，14.普通隔框，15.第一加强隔框，16.第二加强隔框，161.第一穿接孔，17.第三隔板，18.第一隔板，19.电机安装架，10.第二隔板，2.机翼，21.主翼梁，22.副翼梁，221.插杆，2211.限位槽，222.插槽，223.压板，224.限位件，225.限位弹簧，23.梁腹板，24.机翼外翼梁，25.后缘翼梁，26.前缘缘条，27.前缘轻木蒙板，28.第一加强翼肋，29.普通翼肋，20.第二加强翼肋，201.弹簧插销，202.碳卡扣，203.合页机构，2031.第一翻转页，20311.转轴安装槽，2032.第二翻转页，20321.插块，2033.第二翻转页，20331.花键槽，20332.齿轴段，2034.电机，2035.齿轮，2036.环箍，20361.插接槽，2037.轴承，3.尾翼，31.翼墙，32.翼梁，33.连接环，34.普通平尾翼肋，35.加强平尾翼肋，36.垂直尾翼。
具体实施方式
49.为了使本领域的普通技术人员能更好的理解本模型的技术方案，下面结合附图和实施例对本模型的技术方案做进一步的描述。
50.实施例1：参照附图1
‑
13所示的一种固定翼察打一体无人机模型设计方法，包括
51.步骤一：固定翼察打一体无人机模型的外形、动力设计阶段
52.s10.根据预设设计要求，确定飞机的总体性能参数和电气系统，其中所述总体性能参数包括基本性能指标、设计参数和气动布局，所述电气系统包括电机和螺旋桨、电池和电子调速器等，其具体包括：
53.s101.基本性能指标设计过程
54.本模型设计的2.5公斤级固定翼无人侦察机可根据不同任务要求选装不同电子设备，搭载多种任务载荷进行近距离侦察、打击、航拍、搜救等任务，要求整机具有重量轻、结构强、制造简单、维护方便等特点；能基于gps卫星定位系统按照预设航点进行飞行，并在地面站控制下实现自动返航并手动降落；
55.根据本模型预设设计要求，确定飞机的基本性能指标如下表1所示：
56.表1：无人机基本性能指标
57.58.参考固定翼无人机设计经验和《模型飞机飞行原理》等相关资料，目标无人机起飞时的重量最大为m0＝2.5kg，则选取推力最大为f
max
＝2kg的电机，机翼翼面积为s＝0.26m2；
59.(1)起飞翼载荷：
60.(2)起飞推重比p0：
61.由上式可得飞机起飞时机翼翼载荷为11.54kg/m2，起飞推重比最大为0.8；
62.s102.主要无人机设计参数
63.(1)最大平飞速度v
max
64.在某高度h上飞机以匀速飞行时，最大推力等于阻力，此时有最大平飞速度v
max
，基本方程为：
[0065][0066]
式中：ρ
h
是h高度上的空气密度，c
x
是飞机总阻力系数，由于飞机总阻力系数与螺旋桨转速及飞机飞行速度相关，难以直接计算，故依据经验推测该飞机最大平飞速度为25m/s；
[0067]
(2)无人机升阻比
[0068]
升力及升力系数：根据伯努利方程，通过风洞试验或软件模拟的结果，可利用公式算出机翼升力的大小，其公式为：
[0069]
式中：l为升力，单位“n”；ρ为空气密度，单位取“kg/m
3”，为方便计算ρ的值取1.226kg/m3；v是气流相对飞机速度，单位“m/s”；s为无人机机翼面积，单位是“m
2”；c
l
是无人机机翼升力系数；
[0070]
阻力及阻力系数：阻力大小的计算与升力相似，也可由计算公式计算得出，其公式为：
[0071]
式中：d是阻力，单位“n”；ρ为空气密度，单位取“kg/m
3”，为方便计算ρ的值取为1.226kg/m3；v是气流相对飞机速度，单位“m/s”；s为无人机机翼面积，单位是“m
2”；c
d
是无人机阻力系数；
[0072]
通过以上计算公式，结合一般固定翼无人机整体设计经验以及本模型无人机的设计要求，确定了该型无人机基本主要设计参数，如下表2所示：
[0073]
表2：无人机主要设计参数
[0074]
参数数值翼展/m1.3弦长/m0.2展弦比6.5续航时间/min20最大起飞重量/kg2.5巡航速度(m/s)18翼载荷(kg/m2)11.54
推重比0.8有效载荷/kg0.5
[0075]
s103.气动布局
[0076]
飞机气动布局直接影响飞机性能，且对飞机整体结构设计也有较大影响，固定翼无人机气动布局形式多样，其中主翼在前，平尾在后的正常布局是目前运用最广泛、技术最为成熟的气动布局，常见的客机与货运飞机多采用此种气动布局设计，该气动布局的操纵性能稳定，适合本模型所设计无人机的任务要求，故本模型所设计无人机采用正常气动布局；
[0077]
s104.动力系统设计
[0078]
固定翼无人机设计时所采用的动力源主要分两种，分别是油动动力源和电动动力源，为简化无人机内部结构，减轻无人机重量，本模型所设计固定翼无人机采用电动动力源；其动力系统主要由电子调速器、电机、电池、螺旋桨四个主要部分组成；其中锂电池负责把化学能转化为电能供电机使用，而电子调速器则负责控制流经电机的电流大小，电机把电能转化为机械能，以带动螺旋桨转动，产生满足飞机飞行需求的推力；
[0079]
(1)电机和螺旋桨设计：
[0080]
电动固定翼无人机多采用永磁式直流电动机作为其动力源，电机主要包括有刷电机与无刷电机两种，两种电机结构的大致上相同，都是由转子和定子组成的，但无刷电机采用永磁体做转子并用电子开关代替了换向器和电刷，减少了内部机械摩擦，提高了效率，且相比有刷电机寿命更长、可靠性更高、电磁干扰更小，故选择无刷电机作为本发明所设计固定翼无人机的动力装置；
[0081]
本模型所设计无人机翼展为1.3m，最大起飞重量2.5kg，续航时间按设计为20min；由同类型无人机使用及设计经验可推得该无人机巡航状态下所需推力约为1kg，但为保证该飞机实现手抛起飞，且遭遇突风时有足够机动性以保证飞机的安全飞行，动力装置裕度定为2，则本模型所设计固定翼无人机所需的最大推力约为2kg；电机必须选择与其相匹配的螺旋桨，螺旋桨直径过大时，电机工作时转速难以达到飞机巡航飞行时所需的最佳转速；螺旋桨直径过小时，螺旋桨转速过块，电机效率过低，能量消耗较大，使最大续航时间减少，通过对比分析多款电机后，为满足无人机手抛起飞推力要求以及满足巡航时所需推力及功率，确定使用朗宇x2814(1250kv)电机与apc11*5.5桨叶搭配方案作为该型无人机的动力配置；
[0082]
(2)电池的设计
[0083]
电池为电动无人机动力装置及机上其他电子设备提供电能，目前电动无人机所用电池种类基本为锂聚合物电池，该种电池相较其他种类电池有质量轻，能量密度大等优点，且电池内锂聚合物中无多余电解液，电池性能稳定，因此选用锂聚合物电池作为本文设计固定翼无人机的动力电源；
[0084]
根据初步计算以及使用经验，为保证20分钟续航时间段内飞机性能无明显下降，故选用格式5300mah/3s/11.1v 30c锂聚合物电池作为固定翼无人机动力电源及飞控设备供电电源，选用格式2200mah/3s/11.1v 25c锂聚合物电池作为图传设备及配套摄像头供电电源；
[0085]
(3)电子调速器设计
[0086]
电子调速器，即电调(esc)，是电动无人机所配备电机的调速系统，根据所匹配电机的类别，电调可分为有刷电调和无刷电调两种类型，无刷电调负责把电池输入的直流电转换并输出成三相交流电以驱动无刷电机；同时接收飞控所输出脉冲调制信号以改变电机的功率；同时为接收机、舵机、飞控等电子设备供电，根据上文所选无刷电机及配套电池型号，本模型选用好盈天行者系列60a无刷电调；
[0087]
s102.确定机翼平面几何形状和机翼翼型参数，具体包括：
[0088]
s1021.选择根梢比为1的大展弦比矩形机翼，为进一步减少诱导阻力，飞机翼尖设计一斜置翼肋，使翼尖轮廓为一弧形，此时飞机机翼平面形状为矩形机翼 圆弧翼尖，且为使飞机机翼拥有较好大迎角性能，翼型选择相对厚度在12％左右，最大相对弯度约为2％
‑
4％的翼型；
[0089]
通过以上预设条件在profili软件翼型库中筛选，得5个主要备选翼型，分别为clarky、clark z、naca2412、naca 3412、goe 389；
[0090]
s1022.雷诺数表征机翼表面边界层状态，雷诺数越大，机翼表面附面层越容易变成湍流附面层，计算雷诺数的公式如下：
[0091][0092]
式中：ρ为空气密度；v为相对气流速度；b为机翼弦长；μ为空气黏度，单位为“pa
·
s”；
[0093]
本模型所设计固定翼无人机巡航速度为18m/s，巡航高度约为100m，则此时雷诺数re≈245000；速度为8m/s时，雷诺数re≈108000，故翼型极曲线图选取雷诺数80000
‑
250000时的极曲线；由上5个备选翼型升力系数、阻力系数曲线图可知，5个备选翼型的阻力系数与升力系数值的变化均与迎角变化有关；在一定迎角范围内，升力系数随迎角变大而变大，在临界迎角之后，升力系数随迎角增大而变小；阻力系数先随迎角增大而减小，后随着迎角增大而增大；
[0094]
为保证飞机拥有良好的大迎角飞行性能，需查看大迎角时机翼转捩点位置，在xflr5软件中分别用5个翼型创建5个机翼，经分析得迎角11
°
，来流相对速度18m/s时5个机翼转捩点图；
[0095]
由图3的5个不同翼型机翼迎角11
°
时转捩点位置图可知clarky翼型大迎角转捩点位置最靠近机翼后缘，最不易失速；
[0096]
s1023.由图3可知clar y、clark z、naca 3412翼型在迎角2
°
到4
°
范围内有最大升阻比；综合考虑，clary翼型大迎角时最不易失速，且小迎角时升力系数高于naca 3412翼型，clark z翼型虽然小迎角时升力系数最高，但升阻比较低，且大迎角时相比clary翼型更易失速，不符合设计要求，故本文所设计无人机机翼采用clary翼型；
[0097]
s103.设计无人机机身
[0098]
不同类型的飞机进行气动外形设计时往往有不同的侧重点，对于高速飞机，其进行机身设计时主要优先考虑飞机的气动性能，在有良好气动性能的前提下，在对各部件连接问题及内部设备装载问题进行协调设计；而对于低速飞机，其进行机身设计时则主要考虑机身与机翼、平尾等部件连接的便利性以及机身内部电子设备装载的便利性；
[0099]
s1031.常见货运飞机、测绘无人机多采用上单翼布局，上单翼，即机翼置于机身顶
部的机翼布局形式；单翼结构较为单一，机翼可设计为一整体；上单翼布局的机身可视作悬挂于机翼下的一个大部件，机身结构设计较为简单，机身桁梁与隔框布局灵活方便，投弹舱布置方便，较容易布置在飞机机身重心位置；空气动力学方面，上单翼上表面与机身上表面基本平齐，飞机流场低压区之间基本不存在互相干扰，不易发生气流分离；上单翼与机身翼身融合程度较高，容易形成高升阻比的构型；上单翼飞机重心悬吊于机翼下方，重心与升力中心的垂线距离最远，自然滚转稳定性最好，飞机具有较强的飞行姿态稳定性，自动恢复稳定性的能力高。以上优点说明上单翼布局适合操纵系统设计较为简单或有远程飞行任务的飞机。因此，本模型所设计固定翼无人机采用上单翼布局，机身上表面后部开口以便安装机翼；
[0100]
s1032.远前方来流经由螺旋桨旋转面正前方进入螺旋桨后，速度增加，并通过螺旋桨旋转面流出，形成横截面略小于旋转面，速度大于前方来流的管状气流，即为螺旋桨滑流；当机翼安装在螺旋桨后方时，滑流流场会受到机翼的影响而发生变化，这时会产生侧洗现象、阻塞现象，并且同时会使流场不均匀；为达成本模型设计目标，机身正前方需安装摄像头供飞手使用以实现第一视角飞行操控，机身前方下半部分开口以便在机舱内安置可收放对地侦察云台；此时若在机头安置电机座，高速转动的螺旋桨将会遮挡无人机机头飞手摄像头的视角，影响飞行操控，且在无人机机头下半部已安装云台等设备的情况下，结构上难以实现电机座的安装，故经综合考虑，无人机采用腰推，电机座安装于机翼后方，高置于机身后部上方；
[0101]
s1033.相较于电机前置的固定翼飞机，电机后置采用腰推布局的飞机，其推力损失更小，推进效率更高，适合手抛起飞；为保证螺旋桨正常转动，电机轴所处位置与后机身尾翼碳棒垂直距离应大于5.5英寸(约13.97cm)。电机高置，推力线越过飞机重心上方，螺旋桨产生的推力对飞机重心构成一个低头力矩，增加了飞机飞行的稳定性；
[0102]
s1034.飞机机翼正下方处机身开口以设置飞机投弹舱，整机重心初定于水平距离1/5翼弦处，垂直距离约147mm处，即弹舱所处位置，以保证飞机投弹后整机重心位置无较大变化，维持飞机飞行性能稳定；
[0103]
s104.确定尾翼翼型参数，具体过程包括：
[0104]
s1041.水平尾翼参数设定：平尾是保证飞机俯仰操纵能力和稳定性的重要部件，表征其对飞机俯仰操纵能力强弱的参数为平尾尾容量，其计算公式为：
[0105]
(1)设平尾尾容量a
平尾
为：
[0106][0107]
式(7)中，a
平尾
为平尾尾容量，其为一比值,单位为“1”；s
平尾
是平尾的面积,单位是“m
2”；l
平尾
是平尾尾力臂，单位为“m”,其值为机翼平均气动弦长1/4到水平尾翼平均气动弦长1/4的距离；s为机翼面积,单位是“m
2”；b是机翼平均气动弦长,单位为“m”；
[0108]
(2)平尾面积大,尾力臂短,平尾控制效率就高，但产生的阻力较大，使飞机整体气动性能下降；反之平尾面积小,尾力臂长，则平尾控制效率就低；尾容量越大，飞机飞行性能不一定越好,故通常情况下,在飞机设计之初参照一般飞机设计经验或同类型飞机设计经验,选定尾容量设计值；本模型所设计固定翼无人机尾容量大致范围为0.45
‑
0.5；经软件气动设计，选定尾容量值为0.49，机翼面积为0.26m2，机翼平均气动弦长0.2m，尾力臂为
0.62m，由尾容量计算公式可得平尾面积约为0.0384m2；根据同类型飞机设计经验，平尾展弦比约为2.5
‑
3，平尾平均气动弦长定为0.12m，展弦比暂定为2.67。为方便飞机制作，简化制作流程，水平尾翼采用矩形机翼；故选取相对厚度为8.11％的hq
‑
00
‑
09对称翼型为水平尾翼，所述水平尾翼为前缘薄的矩形机翼；
[0109]
s1042.垂直尾翼参数设定：
[0110]
(1)本文所设计固定翼飞机采用大展弦比直机翼，副翼操纵能力较强，可保证有足够的侧向操纵能力以抵消垂尾航向操纵时产生的侧向滚转力矩，垂尾尾容量计算公式如下：
[0111][0112]
式中，a
垂尾
为垂尾尾容量；s
垂尾
是垂尾的面积；l
垂尾
是垂尾尾力臂，其值为机翼平均气动弦长1/4到垂直尾翼平均气动弦长1/4的距离；s为机翼面积；l是机翼平均气动弦长；结合同类型飞机设计经验确定垂尾尾容量为0.29，由垂尾尾容量计算公式得双垂尾总面积为0.024m2，单边垂尾面积为0.012m2；
[0113]
(2)若垂尾几何外形为矩形，方向舵偏转进行航向操纵时，垂尾翼尖处空气作用力较大，容易产生较大的诱导阻力，同时使无人机产生较大滚转力矩；因此，本文所设计固定翼无人机采用前缘后掠角为18.43
°
的梯形垂尾；
[0114]
s105.起落架设计
[0115]
起落架适用于飞机在地面停放、滑行、起飞或着陆时对飞机机体提供支撑，并减少降落时地面对无人机机体结构的冲击力，防止无人机机体结构破坏；本模型所设计固定翼无人机重量较轻，无人机降落时地面对无人机机体冲击较小，且无人机机起飞方式为手抛起飞，为减轻无人机起飞重量，减少无人机飞行阻力，提升飞行性能，本模型所设计无人机不采用起落架，仅在飞机机身下表面铺设5mm厚耐磨海绵衬层以满足无人机降落需求；采用此种设计，无人机不仅可以在多种复杂地形进行起降，且降落时滑行距离短，起降场低要求低，同时本模型所设计无人机在特殊情况下也可采用阻拦网进行回收，同样不需要起落架；
[0116]
s106.整机气动外形设计
[0117]
无人机各部件气动外形设计完毕后，可在xflr5软件中组装并进行气动分析，在组装过程中可发现飞机各部件初始气动外形设计冲突之处，针对该冲突处进行协调设计，组装完毕后对整机进行气动分析，审定整机气动外形设计合理性以及可行性，分析其是否达成设计目标，并进一步优化整机气动外形设计；
[0118]
s1061.机翼安装角为2
°
，软件中定义分析，来流速度设为18m/s，无人机重心位置为距离机翼前缘1/4翼弦，攻角为0
°
时升力系数为0.375，阻力系数为0.021，升阻比为17.682，无人机升力中心在距机翼前缘3/5翼弦处，可知尾翼流场几乎不受机翼尾流的影响；
[0119]
s1062.攻角为1.5
°
时，无人机升力系数为0.489，阻力系数为0.027，升阻比为18.06，由升力公式得此时升力约为25.25n,飞机在此迎角下可正常飞行；可知无人机是静稳定的，迎角为1.5时，总俯仰力矩系数为负数，整机有一低头力矩，为模拟无人机拉杆平飞，平尾后部设置一上翘6
°
襟翼以模拟拉杆操作，并进行分析；
[0120]
s1063.迎角为1.75
°
，升降舵上翘6
°
时，无人机升力系数为0.477，阻力系数为
0.028，升阻比为16.85，无人机总俯仰力矩系数为0.002，无人机基本保持平飞；
[0121]
综上所述，无人机气动设计较好，基本达成设计目标。
[0122]
步骤二：固定翼察打一体无人机模型的内部结构设计阶段
[0123]
s201.机翼结构设计
[0124]
本模型所设计无人机机翼采用单梁式结构，翼梁安置于机翼剖面上结构高度最大的地方，即机翼30％翼弦处，以提高翼梁承载效率，减轻翼梁结构重量，机翼内用于维持机翼截面形状的为强度较低的普通翼肋，加强翼肋用于传递集中载荷，翼梁缘条承受弯曲轴向力，翼梁腹板承受并传递机翼剪力，无人机整体主要载荷由大梁传递；
[0125]
s2011.机翼翼梁设计
[0126]
机翼主要分为中间主翼段和两侧外翼段两部分，主翼段翼梁由一根外径5mm，内径3mm碳杆、两根5mm桐木缘条及1mm轻木梁腹板组成，轻木梁腹板厚度为1mm，两侧靠近翼梁桐木条位置开小孔以方便组装时滴胶固定；
[0127]
机翼后部65％翼弦处设置两根桁条以支撑机翼蒙皮，协助翼梁维持机翼结构，其材料为3mm桐木条；外翼段翼梁与主翼段结构类似，由上下两根5mm桐木缘条和1mm轻木梁腹板组成，中间无5mm碳杆；主翼段后缘缘条为3mm轻木板切成，用以维持机翼后缘形状，方便蒙皮贴附；
[0128]
主翼段前缘与外翼段前缘安置一前缘缘条，材料为5mm轻木条，机翼前缘设置1mm轻木蒙板，包裹机翼前30％翼弦范围部分，翼梁、梁腹板、前缘轻木蒙板、机翼轻木前缘缘条共同组成d型翼盒结构，共同承受机翼的扭矩与弯矩；
[0129]
s2012.机翼翼肋设计
[0130]
本模型所设计机翼内部翼肋主要有两种，分别是普通翼肋和加强翼肋；普通翼肋主要用于维持机翼截面形状，并将蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，除强度要求稍高处普通翼肋减重孔较小，其余普通翼肋减重孔较大，故采用2mm轻木板作为其制作材料；加强翼肋制作材料为复合材料，强度要求高，减重孔较小，根据其用途另分两种，一种是用于机翼与机身连接处的特制复合材料加强翼肋，其厚度为3mm，采用3mm玻纤层板制作，强度较高，可有效承受机身载荷；
[0131]
3mm玻纤层板制作方法如下：3mm层板两面铺贴玻璃纤维布，用毛刷蘸取调配好的环氧树脂，均匀涂抹于层板两面以使玻璃纤维布紧密铺贴于层板两面，刮去多余胶水，放于避光处自然风干即得所需3mm玻纤层板。另一种加强翼肋主要用于主翼段与外翼段连接处，用于固定机翼连接机构，以及用于外翼段副翼舵机位置，用于安装副翼舵机；此类加强翼肋厚度为2mm，采用2mm玻纤轻木板制作而成，2mm玻纤轻木板制作流程与3mm玻纤层板基本相同；
[0132]
机翼主翼段普通翼肋与加强翼肋分布，主翼段中央与机身连接处3片翼肋由1mm轻木蒙板完全包覆，前缘蒙板、后缘蒙板，翼肋、翼梁、后桁条、前缘条共同构成强度较高的贯穿机身的中央翼盒结构，以承载翼身连接处较大应力，主翼段受载较大，故翼肋之间间隙较小；
[0133]
外翼段普通翼肋与加强翼肋分布，为安装副翼舵机，除与主翼段连接处外，另于副翼舵角安装处设置一2mm玻纤轻木加强翼肋；翼尖倾斜设置一普通翼肋，使翼尖轮廓成一弧形，有效减少机翼诱导阻力；外翼段受载较小，故翼肋之间间隙较大，各翼肋间设置半翼肋，
以加强外翼段翼盒抗扭能力，减少外翼段前缘蒙板受压时形变；
[0134]
s2013.机翼连接机构设计
[0135]
机翼连接机构主要由两部分组成：(1)机翼上表面的机翼上部分连接组件；(2)机翼下表面的金属合页机构；
[0136]
利用连接机构，飞机运输时外翼段可向下折叠收起，减小飞机体积；起飞时外翼段利用合页机构快速展开，机翼上部分连接组件自锁之后飞机即展开完成，可手抛起飞；
[0137]
外翼段后缘设置一后墙以便副翼与机翼铰接，为保证连接稳固，后墙制作材料采用2mm玻纤轻木板；副翼长度约为261mm，宽度60mm，其主要由副翼翼肋、副翼前缘上盖板、副翼前缘下盖板、副翼蒙板组成，内部设有一轻木块以用于安装舵角；
[0138]
s202机身结构设计，本模型无人机采用桁梁式机身
[0139]
s2021.桁梁结构设计
[0140]
本模型无人机机身桁梁由5mm轻木玻纤板经激光切割机切割而成，整机有8根贯穿机身的桁梁，四根强度较高的主梁布置于矩形机身横截面四个直角之处，其横截面随所处机身位置变化而变化，机头处受载较小，主桁梁横截面尺寸为5*6，机身中部与后部处受载较大，主桁梁横截面尺寸为5*8，上部主桁梁切出翼型下部形状以便机翼后续装配；机身上部与下部主梁中间另设4根强度较小的桁条，以加强机身结构强度，其材料同为5mm玻纤轻木，横截面尺寸为5*5；
[0141]
s2022.隔框结构设计
[0142]
本模型机身隔框主要分为两种，普通隔框与加强隔框，其中加强隔框根据其制作材料又可分为3mm玻纤层板加强隔框与2mm玻纤层板加强隔框，普通隔框的制作材料为2mm层板；
[0143]
从机身后部往前第一个隔框，其上部需设置电机座安装孔位，下部需设置尾翼碳管安装孔，结构强度要求较高，故采用3mm玻纤层板切割制成，为减轻重量，中间设置相应减重孔；电机推力较大，故3mm玻纤层板加强隔框电机座安装孔后部设置4片两两垂直的2mm层板，将电机推力传递到机身结构内部；机翼安装位置前后两侧隔框为强度较高的2mm玻纤层板加强隔框，以承载机翼机身连接处以及机身下部投弹舱开口处较大应力，中间设置两普通隔框，加强机身结构强度；飞机机头设有开口以安置第一视角摄像头以及侦察云台，故设置一个普通隔框以及一个加强隔框，以加强机头结构强度；
[0144]
s2023.隔板及机身机翼连接件设计
[0145]
为在机身中安置各种电子设备，同时加强机身结构强度，现在机身内部设置3块隔板，配合机身隔框将机身内部空间大致分为5个部分，用于安装飞控、gps天线、空速管、气压计、电池、图像传输装置、摄像头、云台、投弹舱等；
[0146]
飞控安装于机翼下方机舱内，为电机及飞控等设备供电的5200mah锂聚合物电池安装于机头上方，隔板面积相较电池更大，电池可自由调整位置以调整飞机重心；第一视角摄像头安装于机头中部，下部安装侦察云台，第一视角摄像头后部即为图传安装位置，因大功率图传设备长时间工作发热严重，需风冷降温，且为保证图像传输效果，图传天线需伸出机身外，故此处机身蒙板开口以满足设备工作需求。图传后部机舱安装gps天线、空速计、气压计等飞控工作时所需设备，以及为两图传供电的2200mah锂聚合物电池。机身后部下方即为投弹舱；飞控舱两侧设置翼身连接件，其制作材料为3mm玻纤层板；
[0147]
s203尾翼结构设计
[0148]
尾翼为飞机提供俯仰操纵和航向操纵能力，其结构强度应满足飞行使用需求，同时，尾翼重量直接影响飞机重心位置以及起飞前和飞行中飞机的配平；故在对尾翼进行结构设计时，不仅要考虑结构强度是否满足使用需求，同时也应尽量保证其重量适中；
[0149]
s2031.水平尾翼设计
[0150]
本模型所设计无人机水平尾翼采用前缘较薄，相对厚度8.11％的hq
‑
00
‑
09对称翼型，为减轻平尾结构重量，水平尾翼同样采用单梁式机翼，翼梁为2mm玻纤层板制成，为加强机翼结构强度，机翼前缘缘条为3mm实心碳棒，后缘设置翼墙以便铰接安装升降舵，翼墙制造所用材料为2mm玻纤轻木；
[0151]
翼梁和翼墙中间都为一圆环以安装尾翼碳管，尾翼通过一外径15mm，内径14mm的碳管与机身连接；靠近碳管处平尾翼肋强度要求较高，故都采用2mm玻纤轻木板制作；尾翼从后往前方向右侧安装舵机以便操控升降舵，舵机安装座设置于两加强翼肋中间，制作材料为2mm轻木板；平尾两端设置垂尾，垂尾安装于平尾两端垂尾加强翼肋之上，其垂尾加强翼肋中间开矩形孔以安装垂尾舵机，强度要求高，故垂尾加强翼肋制作材料为5mm玻纤轻木板。其余普通平尾翼肋强度要求不高，仅需保持平尾翼面剖面形状，制作材料为2mm轻木板。平尾机翼前缘由1mm轻木蒙板包覆，轻木蒙板、翼梁、机翼前缘缘条共同组成d型翼盒结构，加强机翼抗扭抗弯能力。垂尾加强翼肋与相邻普通翼肋间设置1mm蒙板，方便后续蒙皮贴附。为简化制作流程，升降舵由5mm轻木板整体切割而成，其上设置减重孔，舵机安装位置不设减重孔以安装舵角，升降舵通过塑料合页直接铰接于后翼墙之上；
[0152]
s2032.垂直尾翼设计
[0153]
为简化制作流程，减轻结构重量，垂直尾翼整体由5mm轻木板所切材料拼接而成，方向舵制作方法与升降舵类似，直接由5mm轻木板整体切割制成，中间设置减重孔；
[0154]
通过上述方法得到的固定翼察打一体无人机模型：所述模型包括机身1、机翼2和尾翼3；
[0155]
所述机身1为桁梁式机身，包括桁条11、主桁梁12、翼身连接件13、第三隔板17、第一隔板18、电机安装架19、第二隔板10和隔框，所述主桁梁12为对称设置的主受力梁，机身绝大部分弯矩由桁梁承受，所述桁条11水平设置于两个主桁梁12上，其受力小于主桁梁12，主要为了加强机身结构强度，保证机身水平方向的形状，所述翼身连接件13对称设置在顶部桁条11的中部上端，且在翼身连接件13上设置有螺栓连接孔与尾翼碳管4配合使用，所述隔框纵向设置在矩形机身上，与桁条11相互接触且相互垂直，在隔框与桁条11之间形成若干小的框架，所述第一隔板18、第二隔板10和第三隔板17均搭设在桁条11与隔框形成的框架内，且在整体机身1的外侧设置有机身蒙板；
[0156]
所述机翼2采用单梁式结构，包括相互连接的机翼翼梁和机翼翼肋，机翼翼梁安置于机翼剖面上结构高度最大的地方，即机翼30％翼弦处，以提高机翼翼梁承载效率，减轻机翼翼梁结构重量，机翼内用于维持机翼截面形状的为机翼翼肋，所述机翼翼肋包括第一加强翼肋28、第二加强翼肋20、普通翼肋29和半翼肋203，第一加强翼肋28用于传递集中载荷，普通翼肋29主要用于维持机翼截面形状，翼梁缘条承受弯曲轴向力，翼梁腹板承受并传递机翼剪力，无人机整体主要载荷由大梁传递，且所述机翼2通过翼身连接件13和紧固螺栓与机身1可拆卸连接；
[0157]
所述所述尾翼3为对称翼型，其通过尾翼碳管4与机身1的尾端可拆卸连接。
[0158]
优选的，为保证机身强度，所述的隔框包括普通隔框14、第一加强隔框15和第二加强隔框16，所述第二加强隔框16设置在机身1的尾端，且在第二加强隔框16上设置有减重孔、电机座安装孔和第一穿接孔161，其中第一穿接孔161与尾翼碳管4配合使用；所述第一加强隔框15对称设置在机身1中部机翼安装位置的两侧，即翼身连接件的两端，以承载机翼机身连接处以及机身下部投弹舱开口处较大应力，且在两个第一加强隔框15之间设置有两个普通隔框14，加强机身结构强度，所述两个第二隔板10设置在中部机翼安装位置下侧的两层桁条11上，在上层第二隔板10上形成飞控安装位置，下层第二隔板10上形成图传后部机舱，用于安装gps天线、空速计、气压计和2200mah锂电池等飞控工作时所需设备，且在图传后部机舱的下侧形成投弹舱；所述机身1的前端还设置有一个普通隔框14和一个第一加强隔框15，所述第三隔板17设置在第一隔板18上侧的桁条11上，在第三隔板17上形成5200mah锂电池安装位，对锂电池进行安装，在第一隔板18上形成图传安装舱，用于安装第一视角摄像头，且在第一隔板18的下侧设置有侦察云台；所述电机安装架19安装在第二加强隔框16与第一加强隔框15之间，且在第二加强隔框16与第一加强隔框15还设置有普通隔框14，所述普通隔框14上设置有第二固定孔，所述第二固定孔与第一穿接孔161配合使用，便于对尾翼碳管4进行固定，实现机身1与尾翼碳管4的连接。
[0159]
优选的，为保证机身在飞行时的强度，保证使用性能：
[0160]
(1)所述桁条11设置在机身上部与下部主梁中间另设4根强度较小的桁条，以加强机身结构强度，其材料同为5mm玻纤轻木，横截面尺寸为5mm*5mm；
[0161]
(2)所述主桁梁12由5mm轻木玻纤板经激光切割机切割而成，整机有8根贯穿机身的桁梁，四根强度较高的主梁布置于矩形机身横截面四个直角之处，其横截面随所处机身位置变化而变化；机头处受载较小，主桁梁横截面尺寸为5mm*6mm，机身中部与后部处受载较大，主桁梁横截面尺寸为5mm*8mm，上部主桁梁切出翼型下部形状以便机翼后续装配；
[0162]
(3)所述第一加强隔框15选用3mm玻纤层板支撑，以承载机翼机身连接处以及机身下部投弹舱开口处较大应力；
[0163]
(4)所述第二加强隔框16由于受到电机推力较大，且下部需设置尾翼碳管安装孔，结构强度要求较高，故采用3mm玻纤层板切割制成；
[0164]
(5)所述普通隔框14采用2mm玻纤层板制成，用于加强机身结构强度；
[0165]
(6)所述翼身连接件13选用3mm玻纤层板。
[0166]
优选的，所述的机翼翼梁设置在机翼2包括主翼段翼梁和外翼段翼梁，所述外翼段翼梁对称设置在主翼段翼梁的两侧(主翼段翼梁设置在中间)，所述主翼段翼梁和外翼段翼梁均包括对称设置的副翼梁22和梁腹板23，其中梁腹板23设置在副翼梁22的一侧，用于承受和传递机翼剪力；切位保证主翼段翼梁的强度，在主翼段翼梁的两个副翼梁22中间还设置有主翼梁21；且在所述主翼段翼梁机翼后部的65％翼弦处还设置有机翼外翼梁24和后缘翼梁25，所述外翼梁24对称设置，以支撑机翼蒙皮，协助翼梁维持机翼结构；所述主翼段前缘和外翼段前缘均设置有前缘缘条26，且在前缘缘条26的前缘设置有前缘轻木蒙板27；所述前缘轻木蒙板27包裹机翼前30％翼弦范围部分，与主翼梁21、副翼梁22、梁腹板23、外翼梁24、后缘翼梁25和前缘缘条26形成d型翼盒结构，共同承受机翼的扭矩与弯矩。
[0167]
优选的，为保证机翼2的强度：
[0168]
(1)所述主翼梁21采用外径5mm，内径3mm的碳杆制成；
[0169]
(2)所述副翼梁22采用5mm的桐木缘条制成；
[0170]
(3)所述梁腹板23采用1mm轻木制成，且在两侧靠近翼梁桐木条位置开小孔以方便组装时滴胶固定；
[0171]
(4)所述外翼梁24采用3mm桐木条制成，设置在机翼后部65％翼弦处，以支撑机翼蒙皮；
[0172]
(5)所述后缘翼梁25为3mm轻木板切成，用以维持机翼后缘形状，方便蒙皮贴附；
[0173]
(6)所述前缘缘条26由5mm轻木条制成；
[0174]
(7)所述前缘轻木蒙板27由1mm轻木蒙板制成。
[0175]
优选的，所述的机翼翼肋包括第一加强翼肋28、第二加强翼肋20、普通翼肋29和半翼肋203，所述第一加强翼肋28设置在主翼段机翼安装位置的两侧，所述第一加强翼肋28上设置有安装孔281和设置在翼身连接件13上的连接孔配合使用，且在两个第一加强翼肋28之间设置有一个普通翼肋29，所述两个第一加强翼肋28与一个普通翼肋29片翼肋由1mm轻木蒙板完全包覆，前缘蒙板、后缘蒙板，翼肋、翼梁、后桁条、前缘条共同构成强度较高的贯穿机身的中央翼盒结构，以承载翼身连接处较大应力，主翼段受载较大，故翼肋之间间隙较小；所述第二加强翼肋20设置在主翼段与外翼段的连接处；同时除与主翼段连接处外，另于副翼舵角安装处设置一第二加强翼肋20，翼尖倾斜设置一普通翼肋29，使翼尖轮廓成一弧形，有效减少机翼诱导阻力，外翼段受载较小，故翼肋之间间隙较大，各翼肋间设置半翼肋203，以加强外翼段翼盒抗扭能力，减少外翼段前缘蒙板受压时形变。
[0176]
优选的，为保证翼肋的支撑作用：
[0177]
(1)所述普通翼肋29主要用于维持机翼截面形状，并将蒙皮和桁条传给它的局部空气动力传递给翼梁腹板，除强度要求稍高处普通翼肋减重孔较小，其余普通翼肋减重孔较大，故采用2mm轻木板作为其制作材料；
[0178]
(2)所述第一加强翼肋28用于机翼与机身连接处的特制复合材料加强翼肋，其厚度为3mm，采用3mm玻纤层板制作，强度较高，可有效承受机身载荷，所述3mm玻纤层板制作方法如下：3mm层板两面铺贴玻璃纤维布，用毛刷蘸取调配好的环氧树脂，均匀涂抹于层板两面以使玻璃纤维布紧密铺贴于层板两面，刮去多余胶水，放于避光处自然风干即得所需3mm玻纤层板；
[0179]
(3)所述第二加强翼肋20主要用于主翼段与外翼段连接处，用于固定机翼连接机构，以及用于外翼段副翼舵机位置，用于安装副翼舵机，此类加强翼肋厚度为2mm，采用2mm玻纤轻木板制作而成，2mm玻纤轻木板制作流程与3mm玻纤层板基本相同。
[0180]
优选的，所述的机翼2还包括机翼连接机构，所述机翼连接机构设置在主翼段与外翼段之间，包括机翼上部分连接组件和机翼下部分连接组件；所述的机翼上部分连接组件设置在主翼段和外翼段上侧的副翼梁22上，包括设置在主翼段副翼梁22上的插杆221，设置在外翼段副翼梁22上的插槽222和限位件224，所述插杆221与插槽222配合使用，即在外翼段展开时，插杆221插在插槽222内，且在所述插杆221上设置有若干限位槽2211，所述限位槽2211与限位件224下端的限位卡头配合使用，即当插杆221插在插槽222内时，所述限位件224紧压在限位槽2211内，对插杆221进行限位，所述限位件224通过压板223安装在外翼段副翼梁22上，利用螺钉进行固定，且所述压板223与限位件224活动连接，即在使用过程中，
由于插杆221侧壁的挤压作用，使得其限位件224上下活动，同时为使得限位件224可以自动复位，起到限位效果，在所述压板223与限位件224之间还设置有限位弹簧225，使用上述机翼上部分连接组件可以使得外翼段水平时，对外翼段上侧的副翼梁22进行约束，防止其在重力作用下下翻。
[0181]
优选的，所述的机翼下部分连接组件设置在机翼下表面，包括合页机构203，通过合页机构203的翻转来带动外翼段机翼的翻转和折叠，所述合页机构203与机翼连接处的第二加强翼肋20连接，且设置在第二加强翼肋20的下侧，所述合页机构203包括第一翻转页2031、第二翻转页2032和转轴2033，所述第一翻转页2031设置在靠近主翼段的两个第二加强翼肋20之间，且在所述第一翻转页2031上设置有转轴安装槽20311，所述转轴2033通过轴承2037转动安装在转轴安装槽20311内，所述转轴2033上等距设置有若干花键槽20331，所述花键槽20331与环箍2036连接(通过卡齿咬紧连接)，所述环箍2036上设置有插接槽20361，所述插接槽20361与设置在第二翻转页2032上的插块20321配合使用，即在使用时，所述插块20321紧插在插接槽20361内，实现转轴2033与第二翻转页2032的连接，所述第二翻转页2032设置在靠近外翼段的两个第二加强翼肋20之间；且在所述转轴2033上还设置有齿轴段20332，所述齿轴段20332与齿轮2035相互啮合，所述齿轮2035(有齿轮较大，其穿过第一翻转页2031设置)设置在电机2034的动力输出端，所述电机2034安装在第一翻转页2031上，使用时，通过电机2034带动第二翻转页2032转动，进而实现飞机运输时外翼段可向下折叠收起，减小飞机体积；起飞时外翼段利用合页机构203快速展开，机翼上部分连接组件自锁之后飞机即展开完成，可手抛起飞。
[0182]
优选的，所述的尾翼3采用前缘较薄、相对厚度8.11％的对称翼型，为减轻平尾结构重量，水平尾翼同样采用单梁式机翼，所述机翼3包括水平尾翼和垂直尾翼36，所述垂直尾翼36对称设置在水平尾翼的两端，所述水平尾翼包括翼梁32、翼墙31、连接环33、普通平尾翼肋34和加强平尾翼肋35，所述翼梁32设置在机翼前缘，翼墙31设置在机翼后缘，以便铰接安装升降舵，所述普通平尾翼肋34和加强平尾翼肋35设置在翼墙31与翼梁32之间，所述连接环33设置在翼墙31与翼梁32中间，与尾翼碳管4配合使用，所述加强平尾翼肋35设置在连接环33的两侧；所述垂直尾翼36通过加强平尾翼肋35转动设置在水平尾翼的两端，以便实现双垂尾尾翼与水平尾翼的转换，且为减轻重量，在垂直尾翼36上设置有减重孔。
[0183]
优选的，为保证尾翼强度：
[0184]
(1)所述翼梁为2mm玻纤层板制成；
[0185]
(2)为加强机翼结构强度，在机翼前缘设置缘条，所诉缘条为3mm实心碳棒；
[0186]
(3)所述尾翼碳管4由外径为15mm，内径为14mm的碳管制成；
[0187]
(4)所述普通平尾翼肋34强度要求不高，仅需保持平尾翼面剖面形状，制作材料为2mm轻木板；
[0188]
(5)所述加强平尾翼肋35强度要求较高，故都采用2mm玻纤轻木板制作；
[0189]
(6)尾翼从后往前方向右侧安装舵机以便操控升降舵，舵机安装座设置于两加强翼肋中间，制作材料为2mm轻木板；
[0190]
(7)平尾机翼前缘由1mm轻木蒙板包覆，轻木蒙板、翼梁、机翼前缘缘条共同组成d型翼盒结构，加强机翼抗扭抗弯能力；
[0191]
(8)垂尾加强翼肋与相邻普通翼肋间设置1mm蒙板，方便后续蒙皮贴附；
[0192]
(9)垂直尾翼36整体由5mm轻木板所切材料拼接而成。
[0193]
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和本模型的优点。本行业的技术人员应该了解，本模型不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本模型的原理，在不脱离本模型精神和范围的前提下，本模型还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本模型范围内。本模型要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。