一种小型超声速可重复使用多任务无人机的制作方法

1.本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种小型超声速可重复使用多任务无人机。


背景技术：

2.美国、日本、欧洲等国家和地区都投入大量经费，以低特征信号、高空高马赫数武器为突破口，以期在未来的军事对抗中占据优势及主导地位。
3.无人机是重要的作战及防御武器，在现代战争中具有无可取代的作用。特别是防御系统对低特征信号、高空高马赫数入侵目标的模拟需求越来越大。
4.无人机可在军事演习或武器试射时模拟敌军航空器或导弹来袭，目前的小型超声速无人机在模拟来袭目标时，属于消耗品，空军、海军、陆军等军种每年训练消耗量都很大。目前使用的小型超声速无人机属于一次性使用无人机，使用一次即报废，不可重复使用，从经济上并不合算。并且单一无人机使用场景单一，无法实现宽空速域灵活使用。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种小型超声速可重复使用多任务无人机，解决现有技术中小型超声速无人机使用场景单一，不可重复使用的问题。
6.为实现上述发明目的，本发明提供一种小型超声速可重复使用多任务无人机，包括：无人机主体，设置在所述无人机主体中的导引系统、推进系统、舵机系统、起落系统、飞行控制系统；
7.所述无人机主体采用乘波体结构；
8.所述推进系统采用可重复使用的整体式固冲发动机，其包括：进气道、隔离段、燃气发生器单元、燃烧室、喷管和推进控制单元；
9.所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和喷管沿所述无人机主体的对称轴依次排布设置；其中，所述进气道的进气口位于所述无人机主体的腹部，所述喷管的喷口位于所述无人机主体的尾部；
10.所述燃气发生器单元沿所述无人机主体的对称轴设置，且与所述燃烧室可拆卸的设置于所述燃烧室的前方；
11.所述燃烧室内设置有整体式固冲发动机的固体火箭推进剂；
12.所述燃烧室和所述喷管可拆卸的设置。
13.根据本发明的一个方面，所述无人机主体为中空结构，其包括：机头、机身和机尾；
14.所述机头为扁平状头部；
15.所述导引系统设置在所述机头中；
16.所述推进系统设置在所述机身和机尾中，其中，所述机身的背部与所述燃气发生器单元相对应的位置设置有可开合的第一舱门。
17.根据本发明的一个方面，所述舵机系统包括：边条翼单元、折叠翼单元和垂直尾翼单元和舵机控制单元；
18.所述边条翼单元设置在所述机身上；
19.所述折叠翼单元和垂直尾翼单元设置在所述机尾上。
20.根据本发明的一个方面，所述边条翼单元包括：边条翼和用于控制所述边条翼作动的边条翼舵机；
21.所述折叠翼单元包括：水平机翼，用于控制所述水平机翼收放的机翼收放结构，以及用于控制所述水平机翼作动的水平机翼舵机；
22.所述垂直尾翼单元包括：垂直机翼和用于控制所述垂直机翼作动的垂直尾翼舵机；
23.所述边条翼舵机、所述机翼收放结构、所述水平机翼舵机和所述垂直尾翼舵机分别与所述舵机控制单元相连接。
24.根据本发明的一个方面，所述机翼收放结构包括：固定的滑轨、连/滑杆、折叠翼连接座和收放驱动装置；
25.所述滑轨、所述连/滑杆和所述折叠翼连接座均为长条状结构；其中，所述滑轨一端与所述折叠翼连接座的一端转动连接；
26.所述滑轨上设置有滑道；
27.所述连/滑杆一端与所述滑道滑动连接，另一端与所述折叠翼连接座转动连接；
28.所述连/滑杆和所述折叠翼连接座的转动连接位置与所述折叠翼连接座和所述滑轨的转动连接位置具有间隔的设置；
29.所述收放驱动装置与所述连/滑杆相连接，用于驱动所述折叠翼连接座转动；
30.所述水平机翼与所述折叠翼连接座转动连接。
31.根据本发明的一个方面，所述起落系统包括：前起落装置和后起落装置；
32.所述前起落装置设置于所述机头中；
33.所述后起落装置设置于所述机身中，且沿所述机头至所述机尾的方向，所述后起落装置位于所述小型超声速可重复使用多任务无人机的重心之后；
34.所述后起落装置对称的设置有两个，且与所述前起落装置呈三点式设置；
35.所述机头与所述前起落装置相对应的位置设置有用于所述前起落装置收放的第二舱门；
36.所述机身与所述后起落装置相对应的位置设置有用于所述后起落装置收放的第三舱门。
37.根据本发明的一个方面，还包括：外接助推装置；
38.所述外接助推装置可拆卸的设置在所述机尾上。
39.根据本发明的一个方面，当所述无人机执行高空高马赫数的任务时，所述无人机采用载具投放后，直接使用所述无人机的所述推进系统完成飞行；
40.当所述无人机执行中空中马赫数发射或陆/舰射任务时，所述无人机连接有所述外接助推装置，且依次使用所述外接助推装置和所述推进系统完成飞行；其中，所述外接助推装置为助推火箭、涡喷发动机中的一种。
41.根据本发明的一个方面，若所述外接助推装置采用涡喷发动机，则用于所述涡喷发动机的燃料供应系统可拆卸的安装在所述机尾内部。
42.根据本发明的一种方案，本发明的小型超声速可重复使用多任务无人机采用通用
化、系列化、模块化设计，最大程度地提高互换性和通用化程度。
43.根据本发明的一种方案，本方案的气动设计优秀，保证了无人机的气动特性优越。
44.根据本发明的一种方案，用于产生富燃燃气的燃气发生器可更换的设置，更换方便且有效保证了无人机的多次使用。
45.根据本发明的一种方案，装有固体火箭推进剂的燃烧室及喷管可更换的设置，更换方便且有效保证了无人机的多次使用。
46.根据本发明的一种方案，本方案设置有起落架系统，有效保证了无人机优秀的回收特性。
47.根据本发明的一种方案，本方案设置有外接助推装置，可方便的使得外接推进系统的接入，有效提高了外接推进系统互换性和通用化程度。实现无人机的多任务使用。
附图说明
48.图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机的主视图；
49.图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机系统示意图；
50.图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机推进系统的侧视图；
51.图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机第一舱门开启图；
52.图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机起落系统开启图；
53.图6是是示意性表示根据本发明的一种实施方式的机翼收放结构的结构图；
54.图7是示意性表示根据本发明的一种实施方式的水平机翼的伸出状态图；
55.图8是示意性表示根据本发明的一种实施方式的水平机翼的收回状态图；
56.图9是示意性表示根据本发明的一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机与外接助推装置的连接图；
57.图10是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的小型超声速可重复使用多任务无人机与外接助推装置的连接图。
具体实施方式
58.为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，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的附图。
59.在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不
能理解为对本发明的限制。
60.下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
61.结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种小型超声速可重复使用多任务无人机，包括：无人机主体1，设置在无人机主体1中的导引系统2、推进系统3、舵机系统4、起落系统5和飞行控制系统。在本实施方式中，无人机主体1采用乘波体结构。在本实施方式中，推进系统3采用可重复使用的整体式固冲发动机，其包括：进气道31、隔离段32、燃气发生器单元33、燃烧室34、喷管35和推进控制单元；进气道31、隔离段32、燃烧室34和喷管35沿无人机主体1的对称轴依次排布设置；其中，进气道31的进气口位于无人机主体1的腹部，喷管35的喷口位于无人机主体1的尾部。在本实施方式中，燃气发生器单元33沿无人机主体1的对称轴设置，且与燃烧室34可拆卸的设置于燃烧室34的前方。在本实施方式中，燃烧室34内设置有整体式固冲发动机的固体火箭推进剂。在本实施方式中，燃烧室34和喷管35可沿机尾13的方向直接拆卸的设置，方便燃烧室34和喷管35的直接更换。
62.结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，无人机主体1为中空结构，其包括：机头11、机身12和机尾13；其中，机头11为扁平状头部；导引系统2设置在机头11中。在本实施方式中，推进系统3设置在机身12和机尾13中，其中，机身12的背部与燃气发生器单元33相对应的位置设置有可开合的第一舱门12a。
63.结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，舵机系统4包括：边条翼单元41、折叠翼单元42和垂直尾翼单元43和舵机控制单元。在本实施方式中，边条翼单元41设置在机身12上，且边条翼单元41在机身12水平方向的相对两侧分别设置。在本实施方式中，折叠翼单元42和垂直尾翼单元43设置在机尾13上，其中，折叠翼单元42在机身12水平方向的相对两侧分别设置，垂直尾翼单元43在机尾13的背部间隔的设置有两个。在本实施方式中，通过边条翼单元41形成了整机的横滚操纵面，折叠翼单元42形成了整机的俯仰操纵面，通过垂直尾翼单元43形成了偏航操纵面。
64.结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，边条翼单元41包括：边条翼411和用于控制边条翼411作动的边条翼舵机。在本实施方式中，折叠翼单元42包括：水平机翼421，用于控制水平机翼421收放的机翼收放结构422，以及用于控制水平机翼421作动的水平机翼舵机。
65.在本实施方式中，垂直尾翼单元43包括：垂直机翼431和用于控制垂直机翼431作动的垂直尾翼舵机。
66.在本实施方式中，边条翼舵机、机翼收放结构422、水平机翼舵机和垂直尾翼舵机分别与舵机控制单元相连接。
67.通过上述设置，本发明实现了无尾翼设计，并通过边条翼的设计有效增强了整机的操控性，可方便的实现横向及翻滚操纵。
68.结合图5、图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，机翼收放结构422包括：固定的滑轨422a、连/滑杆422b、折叠翼连接座422c和收放驱动装置。在本实施方式中，滑轨422a、连/滑杆422b和折叠翼连接座422c均为长条状结构；其中，滑轨422a一端与折叠翼连接座422c的一端转动连接。在本实施方式中，滑轨422a垂直于无人机主体1的轴向设置，滑轨422a上设置有滑道422a1；连/滑杆422b一端与滑道422a1滑动连接，另一端与折叠翼连接
座422c转动连接。在本实施方式中，连/滑杆422b和折叠翼连接座422c的转动连接位置与折叠翼连接座422c和滑轨422a的转动连接位置具有间隔的设置。在本实施方式中，收放驱动装置与连/滑杆422b相连接，用于驱动折叠翼连接座422c转动。在本实施方式中，水平机翼421与折叠翼连接座422c转动连接，进而通过水平机翼舵机实现对水平机翼421的转动控制。
69.在本实施方式中，收放驱动装置采用电机或液压机械实现。
70.结合图1、图2、图3和图8所示，根据本发明的一种实施方式，起落系统5包括：前起落装置51和后起落装置52。在本实施方式中，前起落装置51设置于机头11中；后起落装置52设置于机身12中，且沿机头11至机尾13的方向，后起落装置52位于小型超声速可重复使用多任务无人机的重心之后。在本实施方式中，后起落装置52对称的设置有两个，且与前起落装置51呈三点式设置。在本实施方式中，机头11与前起落装置51相对应的位置设置有用于前起落装置51收放的第二舱门11a，机身12与后起落装置52相对应的位置设置有用于后起落装置52收放的第三舱门12b。
71.通过上述设置，起落系统5可以在无人机着陆滑跑、停放的过程中起到稳定支撑作用，同时吸收无人机在滑行和着陆过程中的震动。
72.如图9、图10所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种小型超声速可重复使用多任务无人机还包括：外接助推装置a；外接助推装置a设置在机尾13上，且外接助推装置a与机尾13可拆卸的连接。在本实施方式中，当无人机执行高空高马赫数(即战斗机发射)的任务时，无需外接助推，直接使用无人机推进系统3完成飞行，即燃烧室中的固体火箭助推提供投放后自主飞行的动力；当无人机执行中空中马赫数发射或陆/舰射任务时，无人机连接有所述外接助推装置(a)，且依次使用外接助推装置a和推进系统3完成飞行；在本实施方式中，外接助推装置a为助推火箭(轰炸机发射)和涡喷发动机(舰射/陆射)中的一种。在本实施方式中，本发明的无人机可根据不同的任务需要通过直接使用燃烧室中的固体火箭助推；或通过外接助推装置a所连接的外接助推装置a实现助推加速至无人机的接力马赫数，然后，无人机本身的固体火箭助推接力点火；无人机加速至冲压发动机启动马赫数，燃气发生器33接力点火,富燃燃气在燃烧室内补燃，使飞行器加速至巡航马赫数，并进行机动飞行；最后，在无人机完成飞行任务后,由导引系统2导引滑翔至回收点附近,末端起落系统5动作并实现着陆回收。
73.在本实施方式中，当采用战斗机发射时(高空高马赫发射)，无需外接助推装置，直接使用无人机燃烧室中的固体火箭助推，加速至冲压发动机启动马赫数，燃烧室随着固体火箭助推的燃烧完全而形成补燃室空腔。燃气发生器33接力点火,富燃燃气在燃烧室内补燃，使飞行器加速至巡航马赫数，并进行机动飞行。
74.在本实施方式中，以轰炸机发射时，外接助推装置a使用助推火箭，轰炸机将火箭助推的无人机由中空中马赫数(如8km，ma0.8)投放，助推火箭可以模块化安装于无人机的机尾13，安装固体火箭助推后的无人机如图9所示，通过该助推火箭的助推，无人机被推送至无人机接力高度和马赫数(高空高马赫数)，然后助推火箭模块与无人机分离，无人机开始工作。其工作过程与上述过程一致，在此不再赘述。
75.如图10所示，根据本发明的一种实施方式，当外接助推装置a为涡喷发动机时，涡喷发动机的燃料供应系统(即油囊或储油仓)可拆卸布置于机尾13内部的舱内，然后通过供
应管路与涡喷发动机连接。涡喷发动机控制器及燃油供应系统控制器分别通过相应电缆与被控组件及无人机总体连接。通过该涡喷助推，无人机被推送至接力高度和马赫数(高空高马赫数)，然后外接助推装置a与无人机分离，无人机开始工作。在本实施方式中，涡喷发动机安装在无人机机尾13的背部，且涡喷发动机上设置有回收装置(例如降落伞)，当涡喷发动机脱离后可以实现有效回收。
76.上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
77.以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，包括：无人机主体(1)，设置在所述无人机主体(1)中的导引系统(2)、推进系统(3)、舵机系统(4)、起落系统(5)、飞行控制系统；所述无人机主体(1)采用乘波体结构；所述推进系统(3)采用可重复使用的整体式固冲发动机，其包括：进气道(31)、隔离段(32)、燃气发生器单元(33)、燃烧室(34)、喷管(35)和推进控制单元；所述进气道(31)、所述隔离段(32)、所述燃烧室(34)和喷管(35)沿所述无人机主体(1)的对称轴依次排布设置；其中，所述进气道(31)的进气口位于所述无人机主体(1)的腹部，所述喷管(35)的喷口位于所述无人机主体(1)的尾部；所述燃气发生器单元(33)沿所述无人机主体(1)的对称轴设置，且与所述燃烧室(34)可拆卸的设置于所述燃烧室(34)的前方；所述燃烧室(34)内设置有整体式固冲发动机的固体火箭推进剂；所述燃烧室(34)和所述喷管(35)可拆卸的设置。2.根据权利要求1所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，所述无人机主体(1)为中空结构，其包括：机头(11)、机身(12)和机尾(13)；所述机头(11)为扁平状头部；所述导引系统(2)设置在所述机头(11)中；所述推进系统(3)设置在所述机身(12)和机尾(13)中，其中，所述机身(12)的背部与所述燃气发生器单元(33)相对应的位置设置有可开合的第一舱门(12a)。3.根据权利要求2所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，所述舵机系统(4)包括：边条翼单元(41)、折叠翼单元(42)和垂直尾翼单元(43)和舵机控制单元；所述边条翼单元(41)设置在所述机身(12)上；所述折叠翼单元(42)和垂直尾翼单元(43)设置在所述机尾(13)上。4.根据权利要求3所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，所述边条翼单元(41)包括：边条翼(411)和用于控制所述边条翼(411)作动的边条翼舵机；所述折叠翼单元(42)包括：水平机翼(421)，用于控制所述水平机翼(421)收放的机翼收放结构(422)，以及用于控制所述水平机翼(421)作动的水平机翼舵机；所述垂直尾翼单元(43)包括：垂直机翼(431)和用于控制所述垂直机翼(431)作动的垂直尾翼舵机；所述边条翼舵机、所述机翼收放结构(422)、所述水平机翼舵机和所述垂直尾翼舵机分别与所述舵机控制单元相连接。5.根据权利要求4所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，所述机翼收放结构(422)包括：固定的滑轨(422a)、连/滑杆(422b)、折叠翼连接座(422c)和收放驱动装置；所述滑轨(422a)、所述连/滑杆(422b)和所述折叠翼连接座(422c)均为长条状结构；其中，所述滑轨(422a)一端与所述折叠翼连接座(422c)的一端转动连接；所述滑轨(422a)上设置有滑道(422a1)；所述连/滑杆(422b)一端与所述滑道(422a1)滑动连接，另一端与所述折叠翼连接座(422c)转动连接；
所述连/滑杆(422b)和所述折叠翼连接座(422c)的转动连接位置与所述折叠翼连接座(422c)和所述滑轨(422a)的转动连接位置具有间隔的设置；所述收放驱动装置与所述连/滑杆(422b)相连接，用于驱动所述折叠翼连接座(422c)转动；所述水平机翼(421)与所述折叠翼连接座(422c)转动连接。6.根据权利要求5所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，所述起落系统(5)包括：前起落装置(51)和后起落装置(52)；所述前起落装置(51)设置于所述机头(11)中；所述后起落装置(52)设置于所述机身(12)中，且沿所述机头(11)至所述机尾(13)的方向，所述后起落装置(52)位于所述小型超声速可重复使用多任务无人机的重心之后；所述后起落装置(52)对称的设置有两个，且与所述前起落装置(51)呈三点式设置；所述机头(11)与所述前起落装置(51)相对应的位置设置有用于所述前起落装置(51)收放的第二舱门(11a)；所述机身(12)与所述后起落装置(52)相对应的位置设置有用于所述后起落装置(52)收放的第三舱门(12b)。7.根据权利要求6所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，还包括：外接助推装置(a)；所述外接助推装置(a)可拆卸的设置在所述机尾(13)上。8.根据权利要求7所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，当所述无人机执行高空高马赫数的任务时，所述无人机采用载具投放后，直接使用所述无人机的所述推进系统(3)完成飞行；当所述无人机执行中空中马赫数发射或陆/舰射任务时，所述无人机连接有所述外接助推装置(a)，且依次使用所述外接助推装置(a)和所述推进系统(3)完成飞行；其中，所述外接助推装置(a)为助推火箭、涡喷发动机中的一种。9.根据权利要求8所述的小型超声速可重复使用多任务无人机，其特征在于，若所述外接助推装置(a)采用涡喷发动机，则用于所述涡喷发动机的燃料供应系统可拆卸的安装在所述机尾(13)内部。

技术总结
本发明涉及一种小型超声速可重复使用多任务无人机，包括：无人机主体，设置在所述无人机主体中的导引系统、推进系统、舵机系统、起落系统、飞行控制系统；无人机主体采用乘波体结构；推进系统采用可重复使用的整体式固冲发动机，其包括：进气道、隔离段、燃气发生器单元、燃烧室、喷管和推进控制单元；进气道、隔离段、燃烧室和喷管沿无人机主体的对称轴依次排布设置；进气道的进气口位于无人机主体的腹部，喷管的喷口位于无人机主体的尾部；燃气发生器单元沿所述无人机主体的对称轴设置，且与燃烧室可拆卸的设置于燃烧室的前方；燃烧室内设置有整体式固冲发动机的固体火箭推进剂；燃烧室和喷管可拆卸的设置。喷管可拆卸的设置。喷管可拆卸的设置。


技术研发人员：莫然 张志雨 朱斌镔 范晓樯 柳军 王良 唐啸 陈磊
受保护的技术使用者：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
技术研发日：2022.12.26
技术公布日：2023/4/17