一种太阳能无人机的制作方法
一种太阳能无人机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及无人机设计领域，具体涉及一种太阳能无人机。
【背景技术】
[0002]太阳能无人机多采用常规布局，如瑞士的阳光动力、英国奎奈蒂克公司的西风、美国谷歌公司的泰坦等，采用常规布局的太阳能飞机存在以下不足:
[0003]第一、平尾通过负升力实现俯仰配平和俯仰操纵，从而降低了全机的可用升力，最终使得全机的升阻比降低；另外，由于增加了全机浸湿面积，导致全机的零升阻力增加，也会使得全机的升阻比降低；
[0004]第二、由于机翼上需要布置副翼来实现滚转操纵，减小了可用于铺贴太阳能电池的机翼面积；另外，副翼的偏转机构和副翼偏转时的集中载荷导致机翼结构需要加强，造成机翼重量增加；
[0005]第三、操纵舵面多，需要的舵机数量多，总重量大。
【发明内容】
[0006]本发明的目的是提供一种太阳能无人机，以解决上述至少一个技术问题。
[0007]本发明的技术方案是:
[0008]一种太阳能无人机，包括:
[0009]前翼，作为无人机的主升力面，采用大展弦比直机翼形式，其平面形状为矩形，且后缘未设置操纵面；
[0010]后翼，作为所述无人机的副升力面，采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面，所述后翼还用于所述无人机的纵向配平以及俯仰与滚转操纵；
[0011]并列设置的左机身和右机身，所述前翼通过所述左机身和所述右机身与所述后翼连接；
[0012]动力系统，设置在所述前翼上，用于为所述无人机飞行提供动力；
[0013]能源系统，作为所述动力系统的能源；
[0014]起落架，设置在所述无人机下侧。
[0015]可选地，所述后翼的下翼面通过左垂直安定面和右垂直安定面分别与所述左机身和所述右机身连接。
[0016]可选地，所述后翼包括中央翼段、左外翼段以及右外翼段，所述中央翼段为固定翼段，所述左外翼段和所述右外翼段的根部分别通过沿翼展方向的转轴与所述中央翼段连接，所述左外翼段和所述右外翼段均可以绕各自的转轴进行旋转。
[0017]可选地，所述中央翼段与所述左外翼段和所述右外翼段之间的分界面，位于所述后翼与所述左垂直安定面和所述右垂直安定面的连接部位。
[0018]可选地，所述的太阳能无人机还包括:
[0019]中央垂直安定面，安装于所述后翼的下翼面中央位置处。
[0020]可选地，所述起落架为后三点式，包括左主起落架、右主起落架和尾轮；
[0021]所述左主起落架和所述右主起落架分别固定安装于所述前翼下的所述左机身和所述右机身下侧；
[0022]所述尾轮安装于所述中央垂直安定面的底部，并可绕垂直于地面的轴线左右旋转以实现飞机在地面滑行时的方向操纵。
[0023]可选地，所述左机身和右机身的横截面均为矩形或三角形，下表面分别设置有用于收起所述左主起落架和所述右主起落架的凹槽。
[0024]可选地，所述动力系统包括四组，每组均由一个电动机和一个螺旋桨组成；
[0025]左右两组动力系统沿所述前翼的中线左右对称布置，并通过动力吊舱安装于前翼前下侧，且内侧的两组动力吊舱的展向布置位置分别与所述左机身和右机身相同，左右两侧螺旋桨的旋转方向关于全机中轴线对称，并且位于同侧的一对螺旋桨相对旋转。
[0026]可选地，所述能源系统包括:
[0027]太阳能电池，铺贴于所述前翼、所述后翼、所述左机身以及所述右机身的上表面；
[0028]蓄电池，分布安装于四组所述动力吊舱、所述左机身以及所述右机身内部。
[0029]可选地，所述的太阳能无人机还包括:
[0030]任务载荷吊舱，吊挂于所述前翼中央下侧，用于容纳任务载荷。
[0031]本发明的有益效果:
[0032]本发明的太阳能无人机采用双机身布局，有利于改善前翼受力特性，减轻其结构重量；并且，采用抬式布局，所有的升力面都提供正升力，可以提高气动布局本身的气动效率，更易于实现高升力和高升阻比；另外，采用全动操纵面，可以使升力面上能够铺贴太阳能电池的面积最大化，以获得更多的能量转化；进一步，前翼不设置操纵面，可以消除对结构设计的影响，减轻结构重量。
【附图说明】
[0033]图1是本发明太阳能无人机飞行状态示意图；
[0034]图2是本发明起飞与着陆状态前视图；
[0035]图3是本发明起飞与着陆状态左视图。
【具体实施方式】
[0036]这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0037]如图1至图3所示，本发明提供的一种太阳能无人机，采用串列翼双机身布局，包括前翼1、后翼2、左机身3、右机身4、垂尾、动力系统、能源系统、起落架和任务载荷吊舱16。
[0038]前翼I作为主升力面，采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面；上翼面铺贴能源系统中的太阳能电池12，下翼面吊挂四组动力系统和任务载荷吊舱16，并与左机身3和右机身4连接。
[0039]后翼2作为副升力面，兼起纵向配平和俯仰与滚转操纵的作用，其采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面；后翼2的上翼面铺贴太阳能电池12，下翼面通过左垂直安定面6和右垂直安定面5分别与左机身3和右机身4相连。后翼2从与垂直安定面连接的部位分隔为中央翼段17、左外翼段18和右外翼段19，其中中央翼段17为固定翼段；左外翼段18和右外翼段19的根部分别通过沿翼展方向的转轴与中央翼段17连接，左外翼段18和右外翼段19均可以绕各自的转轴进行旋转，使得左外翼段18和右外翼段19为全动翼段。
[0040]机身包括左机身3和右机身4，用于容纳机载设备和部分蓄电池，并连接前翼I和后翼2，其横截面为矩形或三角形，上表面铺贴太阳能电池12，下表面预留主起落架收起的凹槽。
[0041]垂尾包括中央垂直安定面7、左垂直安定面6和右垂直安定面5三部分，均不设活动舵面；其中中央垂直安定面7安装于后翼面2中央对称面下部，底部连接后起落架尾轮15 ;左垂直安定面6和右垂直安定面5分别连接左机身3和右机身4末端与后翼面2下表面。
[0042]动力系统包含四组，每组均由一个电动机8和一个螺旋桨20组成；左右两组动力系统沿所述前翼I的中线左右对称布置，并通过动力吊舱安装于前翼I前下侧，且内侧的两组动力吊舱的展向布置位置分别与所述左 机身3和右机身4相同，左右两侧的螺旋桨20的旋转方向关于全机中轴线对称，并且位于同侧的一对螺旋桨20相对旋转。
[0043]能源系统由太阳能电池12和蓄电池构成，其中太阳能电池12铺贴于前翼1、后翼2、左机身3和右机身4的上表面，如附图1中网格线所示，用于将太阳能转化为电能，供应白天飞行所需的电能并为蓄电池充电。蓄电池分布安装于各动力吊舱和左机身3和右机身4的内部，用于供应夜间飞行所需的电能。
[0044]起落架为后三点式，包括左主起落架13、右主起落架14和尾轮15。左主起落架13和右主起落架14分别固定安装于前翼I下的左机身3和右机身4下侧，飞行时向后收起，贴于左机身3和右机身4底部的凹槽中；尾轮15安装于后翼2底部，并以垂直于地面的轴线作为旋转轴线，且不可收放。
[0045]任务载荷吊舱16吊挂于前翼I中央下侧，用于容纳任务载荷。
[0046]本发明的太阳能无人机使用时，在地面控制站的遥控下，从机场跑道滑跑起飞，飞行到设定的飞行高度和任务区域后，打开任务载荷开始执行任务。该无人机通过无线电数据链路与地面控制站保持通信联络。当携带相应的任务载荷时，该无人机可用于执行通信中继、侦察、监视、大气探测等任务。
[0047]飞行过程中，该太阳能无人机的俯仰操纵通过左外翼段18和右外翼段19同向偏转实现；滚转操纵通过左外翼段18和右外翼段19差动偏转实现；偏航操纵通过左外侧的螺旋桨20和右外侧的螺旋桨20产生不对称拉力实现，并通过左外翼段18和右外翼段19差动偏转来平衡耦合产生的滚转力矩。
[0048]本发明的太阳能无人机采用双机身布局，有利于改善前翼受力特性，减轻其结构重量；并且，采用抬式布局，所有的升力面都提供正升力，可以提高气动布局本身的气动效率，更易于实现高升力和高升阻比；另外，采用全动操纵面，可以使升力面上能够铺贴太阳能电池的面积最大化，以获得更多的能量转化；进一步，前翼I不设置操纵面，可以消除对结构设计的影响，减轻结构重量；后翼2为三点支撑，有利于改善其受力特性，减轻结构重量。
[0049]以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种太阳能无人机，其特征在于，包括: 前翼(I)，作为无人机的主升力面，采用大展弦比直机翼形式，其平面形状为矩形，且后缘未设置操纵面； 后翼(2)，作为所述无人机的副升力面，采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面，所述后翼(2)还用于所述无人机的纵向配平以及俯仰与滚转操纵； 并列设置的左机身(3)和右机身(4)，所述前翼(I)通过所述左机身(3)和所述右机身(4)与所述后翼(2)连接； 动力系统，设置在所述前翼(I)上，用于为所述无人机飞行提供动力； 能源系统，作为所述动力系统的能源； 起落架，设置在所述无人机下侧。2.根据权利要求1所述的太阳能无人机，其特征在于，所述后翼(2)的下翼面通过左垂直安定面(6)和右垂直安定面(5)分别与所述左机身(3)和所述右机身(4)连接。3.根据权利要求1或2所述的太阳能无人机，其特征在于，所述后翼(2)包括中央翼段(17)、左外翼段(18)以及右外翼段(19)，所述中央翼段(17)为固定翼段，所述左外翼段(18)和所述右外翼段(19)的根部分别通过沿翼展方向的转轴与所述中央翼段(17)连接，所述左外翼段(18)和所述右外翼段(19)均可以绕各自的转轴进行旋转。4.根据权利要求3所述的太阳能无人机，其特征在于，所述中央翼段(17)与所述左外翼段(18)和所述右外翼段(19)之间的分界面，位于所述后翼(2)与所述左垂直安定面(6)和所述右垂直安定面(5)的连接部位。5.根据权利要求4所述的太阳能无人机，其特征在于，还包括: 中央垂直安定面(7)，安装于所述后翼(2)的下翼面中央位置处。6.根据权利要求5所述的太阳能无人机，其特征在于，所述起落架为后三点式，包括左主起落架(13)、右主起落架(14)和尾轮(15)； 所述左主起落架(13)和所述右主起落架(14)分别安装于所述前翼(I)下的所述左机身(3)和所述右机身(4)下侧，飞行时可向后收起； 所述尾轮(15)安装于所述中央垂直安定面(7)的底部，不可收放，并可绕垂直于地面的轴线左右旋转以实现飞机在地面滑行时的方向操纵。7.根据权利要求6所述的太阳能无人机，其特征在于，所述左机身(3)和右机身(4)的横截面均为矩形或三角形，下表面分别设置有用于收起所述左主起落架(13)和所述右主起落架(14)的凹槽。8.根据权利要求7所述的太阳能无人机，其特征在于，所述动力系统包括四组，每组均由一个电动机(8)和一个螺旋桨(20)组成； 左右两组动力系统沿所述前翼(I)的中线左右对称布置，并通过动力吊舱安装于前翼(I)前下侧，且内侧的两组动力吊舱的展向布置位置分别与所述左机身(3)和右机身(4)相同，左右两侧螺旋桨(20)的旋转方向关于全机中轴线对称，并且位于同侧的一对螺旋桨(20)相对旋转。9.根据权利要求8所述的太阳能无人机，其特征在于，所述能源系统包括: 太阳能电池(12)，铺贴于所述前翼⑴、所述后翼(2)、所述左机身(3)以及所述右机身(4)的上表面；蓄电池，分布安装于四组所述动力吊舱、所述左机身(3)以及所述右机身(4)内部。10.根据权利要求9所述的太阳能无人机，其特征在于，还包括:任务载荷吊舱(16)，吊挂于所述前翼(I)中央下侧，用于容纳任务载荷。
【专利摘要】本发明涉及无人机设计领域，具体涉及一种太阳能无人机。太阳能无人机，包括通过左右机身连接的前翼和后翼，以及设置在机体上的动力系统、能源系统和任务载荷吊舱等；本发明的太阳能无人机采用串列翼双机身布局，有利于改善前翼受力特性，减轻其结构重量；并且，采用抬式布局，所有的升力面都提供正升力，可以提高气动布局本身的气动效率，更易于实现高升力和高升阻比；另外，采用全动操纵面，可以使升力面上能够铺贴太阳能电池的面积最大化，以获得更多的能量转化；进一步，前翼不设置操纵面，可以消除对结构设计的影响，减轻结构重量。
【IPC分类】B64C39/04, B64D27/24, B64C3/00
【公开号】CN104890859
【申请号】CN201510349939
【发明人】李军府, 张健, 张德虎
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日
【技术领域】
[0001]本发明涉及无人机设计领域，具体涉及一种太阳能无人机。
【背景技术】
[0002]太阳能无人机多采用常规布局，如瑞士的阳光动力、英国奎奈蒂克公司的西风、美国谷歌公司的泰坦等，采用常规布局的太阳能飞机存在以下不足:
[0003]第一、平尾通过负升力实现俯仰配平和俯仰操纵，从而降低了全机的可用升力，最终使得全机的升阻比降低；另外，由于增加了全机浸湿面积，导致全机的零升阻力增加，也会使得全机的升阻比降低；
[0004]第二、由于机翼上需要布置副翼来实现滚转操纵，减小了可用于铺贴太阳能电池的机翼面积；另外，副翼的偏转机构和副翼偏转时的集中载荷导致机翼结构需要加强，造成机翼重量增加；
[0005]第三、操纵舵面多，需要的舵机数量多，总重量大。
【发明内容】
[0006]本发明的目的是提供一种太阳能无人机，以解决上述至少一个技术问题。
[0007]本发明的技术方案是:
[0008]一种太阳能无人机，包括:
[0009]前翼，作为无人机的主升力面，采用大展弦比直机翼形式，其平面形状为矩形，且后缘未设置操纵面；
[0010]后翼，作为所述无人机的副升力面，采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面，所述后翼还用于所述无人机的纵向配平以及俯仰与滚转操纵；
[0011]并列设置的左机身和右机身，所述前翼通过所述左机身和所述右机身与所述后翼连接；
[0012]动力系统，设置在所述前翼上，用于为所述无人机飞行提供动力；
[0013]能源系统，作为所述动力系统的能源；
[0014]起落架，设置在所述无人机下侧。
[0015]可选地，所述后翼的下翼面通过左垂直安定面和右垂直安定面分别与所述左机身和所述右机身连接。
[0016]可选地，所述后翼包括中央翼段、左外翼段以及右外翼段，所述中央翼段为固定翼段，所述左外翼段和所述右外翼段的根部分别通过沿翼展方向的转轴与所述中央翼段连接，所述左外翼段和所述右外翼段均可以绕各自的转轴进行旋转。
[0017]可选地，所述中央翼段与所述左外翼段和所述右外翼段之间的分界面，位于所述后翼与所述左垂直安定面和所述右垂直安定面的连接部位。
[0018]可选地，所述的太阳能无人机还包括:
[0019]中央垂直安定面，安装于所述后翼的下翼面中央位置处。
[0020]可选地，所述起落架为后三点式，包括左主起落架、右主起落架和尾轮；
[0021]所述左主起落架和所述右主起落架分别固定安装于所述前翼下的所述左机身和所述右机身下侧；
[0022]所述尾轮安装于所述中央垂直安定面的底部，并可绕垂直于地面的轴线左右旋转以实现飞机在地面滑行时的方向操纵。
[0023]可选地，所述左机身和右机身的横截面均为矩形或三角形，下表面分别设置有用于收起所述左主起落架和所述右主起落架的凹槽。
[0024]可选地，所述动力系统包括四组，每组均由一个电动机和一个螺旋桨组成；
[0025]左右两组动力系统沿所述前翼的中线左右对称布置，并通过动力吊舱安装于前翼前下侧，且内侧的两组动力吊舱的展向布置位置分别与所述左机身和右机身相同，左右两侧螺旋桨的旋转方向关于全机中轴线对称，并且位于同侧的一对螺旋桨相对旋转。
[0026]可选地，所述能源系统包括:
[0027]太阳能电池，铺贴于所述前翼、所述后翼、所述左机身以及所述右机身的上表面；
[0028]蓄电池，分布安装于四组所述动力吊舱、所述左机身以及所述右机身内部。
[0029]可选地，所述的太阳能无人机还包括:
[0030]任务载荷吊舱，吊挂于所述前翼中央下侧，用于容纳任务载荷。
[0031]本发明的有益效果:
[0032]本发明的太阳能无人机采用双机身布局，有利于改善前翼受力特性，减轻其结构重量；并且，采用抬式布局，所有的升力面都提供正升力，可以提高气动布局本身的气动效率，更易于实现高升力和高升阻比；另外，采用全动操纵面，可以使升力面上能够铺贴太阳能电池的面积最大化，以获得更多的能量转化；进一步，前翼不设置操纵面，可以消除对结构设计的影响，减轻结构重量。
【附图说明】
[0033]图1是本发明太阳能无人机飞行状态示意图；
[0034]图2是本发明起飞与着陆状态前视图；
[0035]图3是本发明起飞与着陆状态左视图。
【具体实施方式】
[0036]这里将详细地对示例性实施例进行说明，其示例表示在附图中。下面的描述涉及附图时，除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。
[0037]如图1至图3所示，本发明提供的一种太阳能无人机，采用串列翼双机身布局，包括前翼1、后翼2、左机身3、右机身4、垂尾、动力系统、能源系统、起落架和任务载荷吊舱16。
[0038]前翼I作为主升力面，采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面；上翼面铺贴能源系统中的太阳能电池12，下翼面吊挂四组动力系统和任务载荷吊舱16，并与左机身3和右机身4连接。
[0039]后翼2作为副升力面，兼起纵向配平和俯仰与滚转操纵的作用，其采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面；后翼2的上翼面铺贴太阳能电池12，下翼面通过左垂直安定面6和右垂直安定面5分别与左机身3和右机身4相连。后翼2从与垂直安定面连接的部位分隔为中央翼段17、左外翼段18和右外翼段19，其中中央翼段17为固定翼段；左外翼段18和右外翼段19的根部分别通过沿翼展方向的转轴与中央翼段17连接，左外翼段18和右外翼段19均可以绕各自的转轴进行旋转，使得左外翼段18和右外翼段19为全动翼段。
[0040]机身包括左机身3和右机身4，用于容纳机载设备和部分蓄电池，并连接前翼I和后翼2，其横截面为矩形或三角形，上表面铺贴太阳能电池12，下表面预留主起落架收起的凹槽。
[0041]垂尾包括中央垂直安定面7、左垂直安定面6和右垂直安定面5三部分，均不设活动舵面；其中中央垂直安定面7安装于后翼面2中央对称面下部，底部连接后起落架尾轮15 ;左垂直安定面6和右垂直安定面5分别连接左机身3和右机身4末端与后翼面2下表面。
[0042]动力系统包含四组，每组均由一个电动机8和一个螺旋桨20组成；左右两组动力系统沿所述前翼I的中线左右对称布置，并通过动力吊舱安装于前翼I前下侧，且内侧的两组动力吊舱的展向布置位置分别与所述左 机身3和右机身4相同，左右两侧的螺旋桨20的旋转方向关于全机中轴线对称，并且位于同侧的一对螺旋桨20相对旋转。
[0043]能源系统由太阳能电池12和蓄电池构成，其中太阳能电池12铺贴于前翼1、后翼2、左机身3和右机身4的上表面，如附图1中网格线所示，用于将太阳能转化为电能，供应白天飞行所需的电能并为蓄电池充电。蓄电池分布安装于各动力吊舱和左机身3和右机身4的内部，用于供应夜间飞行所需的电能。
[0044]起落架为后三点式，包括左主起落架13、右主起落架14和尾轮15。左主起落架13和右主起落架14分别固定安装于前翼I下的左机身3和右机身4下侧，飞行时向后收起，贴于左机身3和右机身4底部的凹槽中；尾轮15安装于后翼2底部，并以垂直于地面的轴线作为旋转轴线，且不可收放。
[0045]任务载荷吊舱16吊挂于前翼I中央下侧，用于容纳任务载荷。
[0046]本发明的太阳能无人机使用时，在地面控制站的遥控下，从机场跑道滑跑起飞，飞行到设定的飞行高度和任务区域后，打开任务载荷开始执行任务。该无人机通过无线电数据链路与地面控制站保持通信联络。当携带相应的任务载荷时，该无人机可用于执行通信中继、侦察、监视、大气探测等任务。
[0047]飞行过程中，该太阳能无人机的俯仰操纵通过左外翼段18和右外翼段19同向偏转实现；滚转操纵通过左外翼段18和右外翼段19差动偏转实现；偏航操纵通过左外侧的螺旋桨20和右外侧的螺旋桨20产生不对称拉力实现，并通过左外翼段18和右外翼段19差动偏转来平衡耦合产生的滚转力矩。
[0048]本发明的太阳能无人机采用双机身布局，有利于改善前翼受力特性，减轻其结构重量；并且，采用抬式布局，所有的升力面都提供正升力，可以提高气动布局本身的气动效率，更易于实现高升力和高升阻比；另外，采用全动操纵面，可以使升力面上能够铺贴太阳能电池的面积最大化，以获得更多的能量转化；进一步，前翼I不设置操纵面，可以消除对结构设计的影响，减轻结构重量；后翼2为三点支撑，有利于改善其受力特性，减轻结构重量。
[0049]以上所述，仅为本发明的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
【主权项】
1.一种太阳能无人机，其特征在于，包括: 前翼(I)，作为无人机的主升力面，采用大展弦比直机翼形式，其平面形状为矩形，且后缘未设置操纵面； 后翼(2)，作为所述无人机的副升力面，采用大展弦比直机翼形式，平面形状为矩形，后缘不设操纵面，所述后翼(2)还用于所述无人机的纵向配平以及俯仰与滚转操纵； 并列设置的左机身(3)和右机身(4)，所述前翼(I)通过所述左机身(3)和所述右机身(4)与所述后翼(2)连接； 动力系统，设置在所述前翼(I)上，用于为所述无人机飞行提供动力； 能源系统，作为所述动力系统的能源； 起落架，设置在所述无人机下侧。2.根据权利要求1所述的太阳能无人机，其特征在于，所述后翼(2)的下翼面通过左垂直安定面(6)和右垂直安定面(5)分别与所述左机身(3)和所述右机身(4)连接。3.根据权利要求1或2所述的太阳能无人机，其特征在于，所述后翼(2)包括中央翼段(17)、左外翼段(18)以及右外翼段(19)，所述中央翼段(17)为固定翼段，所述左外翼段(18)和所述右外翼段(19)的根部分别通过沿翼展方向的转轴与所述中央翼段(17)连接，所述左外翼段(18)和所述右外翼段(19)均可以绕各自的转轴进行旋转。4.根据权利要求3所述的太阳能无人机，其特征在于，所述中央翼段(17)与所述左外翼段(18)和所述右外翼段(19)之间的分界面，位于所述后翼(2)与所述左垂直安定面(6)和所述右垂直安定面(5)的连接部位。5.根据权利要求4所述的太阳能无人机，其特征在于，还包括: 中央垂直安定面(7)，安装于所述后翼(2)的下翼面中央位置处。6.根据权利要求5所述的太阳能无人机，其特征在于，所述起落架为后三点式，包括左主起落架(13)、右主起落架(14)和尾轮(15)； 所述左主起落架(13)和所述右主起落架(14)分别安装于所述前翼(I)下的所述左机身(3)和所述右机身(4)下侧，飞行时可向后收起； 所述尾轮(15)安装于所述中央垂直安定面(7)的底部，不可收放，并可绕垂直于地面的轴线左右旋转以实现飞机在地面滑行时的方向操纵。7.根据权利要求6所述的太阳能无人机，其特征在于，所述左机身(3)和右机身(4)的横截面均为矩形或三角形，下表面分别设置有用于收起所述左主起落架(13)和所述右主起落架(14)的凹槽。8.根据权利要求7所述的太阳能无人机，其特征在于，所述动力系统包括四组，每组均由一个电动机(8)和一个螺旋桨(20)组成； 左右两组动力系统沿所述前翼(I)的中线左右对称布置，并通过动力吊舱安装于前翼(I)前下侧，且内侧的两组动力吊舱的展向布置位置分别与所述左机身(3)和右机身(4)相同，左右两侧螺旋桨(20)的旋转方向关于全机中轴线对称，并且位于同侧的一对螺旋桨(20)相对旋转。9.根据权利要求8所述的太阳能无人机，其特征在于，所述能源系统包括: 太阳能电池(12)，铺贴于所述前翼⑴、所述后翼(2)、所述左机身(3)以及所述右机身(4)的上表面；蓄电池，分布安装于四组所述动力吊舱、所述左机身(3)以及所述右机身(4)内部。10.根据权利要求9所述的太阳能无人机，其特征在于，还包括:任务载荷吊舱(16)，吊挂于所述前翼(I)中央下侧，用于容纳任务载荷。
【专利摘要】本发明涉及无人机设计领域，具体涉及一种太阳能无人机。太阳能无人机，包括通过左右机身连接的前翼和后翼，以及设置在机体上的动力系统、能源系统和任务载荷吊舱等；本发明的太阳能无人机采用串列翼双机身布局，有利于改善前翼受力特性，减轻其结构重量；并且，采用抬式布局，所有的升力面都提供正升力，可以提高气动布局本身的气动效率，更易于实现高升力和高升阻比；另外，采用全动操纵面，可以使升力面上能够铺贴太阳能电池的面积最大化，以获得更多的能量转化；进一步，前翼不设置操纵面，可以消除对结构设计的影响，减轻结构重量。
【IPC分类】B64C39/04, B64D27/24, B64C3/00
【公开号】CN104890859
【申请号】CN201510349939
【发明人】李军府, 张健, 张德虎
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年6月23日
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