一种涡喷高速靶机
阅读说明：本技术 一种涡喷高速靶机 (Vortex-spraying high-speed target drone ) 是由 李涛 张广 刘睿 赵刚 张旭 陈李萍 李立 孙楠 刘鑫 石佳慧 于 2021-08-20 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种涡喷高速靶机,机身的尾部设有舵机,舵机设置在机身尾部上的舵机安装槽中,舵机的输出轴上连接有舵机摇臂,舵机摇臂上连接有尾翼控制摇臂；V型尾翼的底部镶嵌有的尾翼铝杆,V型尾翼的升降舵的底部设有尾翼控制摇臂插口；尾翼铝杆插进机身上的圆孔内并用紧固件固定,尾翼控制摇臂插进所述尾翼控制摇臂插口内,舵机驱动舵机摇臂并带动尾翼控制摇臂转动以驱动V型尾翼的升降舵上下摆动；机身的尾部安装有22公斤级涡喷发动机；机翼下方的机身上设有双侧增推型进气道。本发明采用增推型进气道设计和小于0.5推进比设计降低了发动机的成本,从而降低了整机成本,本发明的气动外型设计减小了飞机飞行时的阻力,提升了飞机的速度。(The invention discloses a turbojet high-speed target drone, wherein a steering engine is arranged at the tail part of a drone body and is arranged in a steering engine mounting groove on the tail part of the drone body, a steering engine rocker arm is connected to an output shaft of the steering engine, and a tail wing control rocker arm is connected to the steering engine rocker arm; an empennage aluminum rod is embedded at the bottom of the V-shaped empennage, and an empennage control rocker arm socket is arranged at the bottom of the elevator of the V-shaped empennage; the tail wing aluminum rod is inserted into a circular hole in the machine body and fixed by a fastener, the tail wing control rocker arm is inserted into the tail wing control rocker arm socket, and the steering engine drives the steering engine rocker arm and drives the tail wing control rocker arm to rotate so as to drive the elevator of the V-shaped tail wing to swing up and down; the tail part of the machine body is provided with a 22 kilogram-level turbojet engine; the fuselage below the wing is provided with a bilateral thrust-increasing air inlet channel. The invention adopts the design of the boost type air inlet passage and the design of the propulsion ratio less than 0.5 to reduce the cost of the engine, thereby reducing the cost of the whole machine.)
技术领域
本发明属于无人机设备的技术领域，尤其涉及一种涡喷高速靶机。
背景技术
靶机是无人机最早的应用领域，早在1922年英、美等西方国家就开始研制靶机，是靶机技术水平最高也是产量最大的地区。伴随着无人机技术的飞速发展，靶机已经成为军用航空器的重要组成，从低速靶机、亚音速靶机到超音速、旋翼靶机和实体靶机种类齐全。无人机技术成为对未来作战最有影响的技术手段之一。
尤其是中高速靶机在各个国家的实战训练中得到广泛的应用，对提高实战训练标准和作战能力有较大帮助。目前市场上的中速靶机速度大多在150m/s，发动机采用的是40公斤级涡喷发动机推45公斤，而且油耗较大，现有的气动外型阻力比较大，且成本高。
发明内容
基于以上现有技术的不足，本发明所解决的技术问题在于提供一种涡喷高速靶机，减小了飞机飞行时的阻力，在飞行时速度更快，成本更低。
为了解决上述技术问题，本发明通过以下技术方案来实现：本发明提供一种涡喷高速靶机，包括机身、设置在所述机身左、右两侧的呈一字型的机翼、设置在所述机身尾部上端两侧的V型尾翼，所述机身的尾部设有舵机，所述舵机设置在机身尾部上的舵机安装槽中，所述舵机的输出轴上连接有舵机摇臂，所述舵机摇臂上连接有尾翼控制摇臂；V型尾翼的底部镶嵌有的尾翼铝杆，V型尾翼的升降舵的底部设有与所述尾翼控制摇臂相匹配的尾翼控制摇臂插口；所述尾翼铝杆插进机身上的圆孔内并用紧固件固定，所述尾翼控制摇臂插进所述尾翼控制摇臂插口内，舵机驱动舵机摇臂并带动尾翼控制摇臂转动以驱动V型尾翼的升降舵上下摆动；所述机身的尾部安装有22公斤级涡喷发动机；所述机翼下方的机身上设有双侧增推型进气道，该双侧增推型进气道大体形状为Y型，划分为进气口整形段、扩压段、合并段、收缩整流段，所述进气口整形段为柱形，其进气口为椭圆形，进气口上边缘与机翼前缘重合，两侧的扩压段在完全扩压后通过合并段进行合并，扩压段在进气道两侧的弧形处，双侧增推型进气道的接口处为合并段，通过收缩整流段进行收缩整流，收缩整流段为圆柱形。
进一步的，所述机翼为上单翼、双突不对称层流翼型，最大相对厚度为8.71％，机翼的展弦比为4.2，其翼展为1640mm；所述机身的长度为2910mm，机身前缘至机身头部前缘的距离为1300mm，所述机翼的平面形状为梯形，在两个机翼的中间的飞控舱底部通过四个螺丝固定在机身上。
进一步的，所述V型尾翼为小展弦比梯形尾翼，最大相对厚度7％，V型尾翼与机身的水平面的夹角为40度，所述V型尾翼通过插销与机身尾部的尾翼插孔固定在机身尾部，尾翼后缘距离至机尾的距离为35mm。
可选的，所述舵机摇臂通过M5*8的十字螺钉与舵机的输出轴连接在一起，所述舵机摇臂的侧面采用两个杯头内六角螺钉固定。
进一步的，所述机身的头部上方设有放置电池的电池舱，所述电池舱的后方设置有放置回收伞的回收伞舱，其下方和后方设置有三段式油箱，油箱采用碳纤维复合材料；所述机翼之间的机身上设置有飞控舱。
可选的，所述尾翼控制摇臂通过M2*5的杯头内六角螺钉固定在舵机摇臂上。
进一步的，所述机身采用玻璃钢内外蒙皮中间蜂窝夹心复合材料，主结构采用碳纤维轻木复合材料。
进一步的，所述机翼的外侧后缘设有副翼，所述副翼由位于机翼下表面的舵机控制装置进行控制。
由上，通过双侧增推型进气道，使靶机在飞行速度为0.5马赫时，发动机获得两倍以上的空气流量，使得涡喷发动机在低油耗的情况下产生大的推力，以满足靶机的高速飞行，同时消耗较低的燃油量，降低了飞行成本。采用增推型进气道设计和小于0.5推进比设计降低了发动机的成本，从而降低了整机成本，本发明的气动外型设计减小了飞机飞行时的阻力，提升了飞机的速度。
另外，本发明的涡喷高速靶机的结构简单稳定、承载能力强、方便安装与维护；对机身和机翼的结构和空间尺寸要求很小，不妨碍机身和机翼；尾翼和舵机的安装机构相比现有的其它安装结构，取消了舵机连杆，使得结构更为简单紧凑，通过减小安装尺寸，对机身的空间布局和轻量化设计也有一定的帮助。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下结合优选实施例，并配合附图，详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例的附图作简单地介绍。
图1为本发明的涡喷高速靶机的结构示意图；
图2为本发明的涡喷高速靶机另一角度的结构示意图；
图3为本发明的V型尾翼安装在机身上的结构示意图；
图4为本发明的双侧增推型进气道的结构示意图；
图5为本发明的双侧增推型进气道的剖面图。
图中，1-机身，2-左机翼，3-右机翼，4、5-V型尾翼，6-发动机舱，7-飞控舱，8-电池舱，9-回收伞舱，10-空速管，11、12-两侧进气道进气口，13-副翼，14-副翼的舵机控制装置，16-升降舵，17-尾翼铝杆，18-舵机，19-尾翼控制摇臂插口，20-舵机摇臂，21-尾翼控制摇臂，22-螺钉，23-进气口整形段，24-扩压段，25-合并段，26-收缩整流段。
具体实施方式
下面结合附图详细说明本发明的具体实施方式，其作为本说明书的一部分，通过实施例来说明本发明的原理，本发明的其他方面、特征及其优点通过该详细说明将会变得一目了然。在所参照的附图中，不同的图中相同或相似的部件使用相同的附图标号来表示。
需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、外、内、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
如图1至图5所示，本发明的涡喷高速靶机包括机身1，设置在机身1左、右两侧的呈一字型的机翼2，3，设置在机身1尾部上端两侧的V型尾翼4，5，机身1的尾部设有22公斤级涡喷发动机，机翼2，3为上单翼、双突不对称层流翼型，最大相对厚度为8.71％，机翼的展弦比为4.2，翼展为1640mm，机身1的长度为2910mm，机身前缘至机身头部前缘的距离为1300mm，机翼2，3的平面形状为梯形，机翼2，3为一体式机翼，在两个机翼2，3的中间的飞控舱底部通过四个螺丝固定在机身上。
V型尾翼4，5为小展弦比梯形尾翼，最大相对厚度7％，尾翼与机身水平面的夹角为40度，尾翼通过插销与机身尾部的尾翼插孔固定在机身尾部，尾翼后缘距离至机尾的距离为35mm。
机身1两侧的机翼的外侧后缘均设有副翼13，副翼13由位于机翼2，3下表面的舵机控制装置14进行控制。机身1的尾部设有舵机18，设置在V型尾翼4，5的翼根处，在机身1尾部左右两侧各开出四个圆孔，在机身尾部左右两侧各抠出一个舵机安装槽，且两个舵机安装槽呈左右对称，将舵机18固定在舵机安装槽内。在舵机安装槽上开设有螺纹孔，在舵机18上开设有安装孔，舵机18上的安装孔与螺纹孔的位置相对应，通过M4*10的杯头内六角螺钉穿过安装孔后与螺纹孔螺纹连接将舵机18固定在舵机安装槽中。固定两个舵机18共需要8个M4*10的杯头内六角螺钉，每一个舵机18的输出轴上均连接一个舵机摇臂20，舵机摇臂20通过M5*8的十字螺钉与舵机18的输出轴连接在一起，两个V型尾翼4，5共需要2个M5*8的十字螺钉，每一个舵机摇臂20的侧面需要用两个杯头内六角螺钉固定，共需要4个。
在每一个舵机摇臂20上连接一个尾翼控制摇臂21，固定一个尾翼控制摇臂21需要两个M2*5的杯头内六角螺钉，共需要4个。每一个尾翼的底部都镶嵌由两根尾翼铝杆17，与V型尾翼转动连接的升降舵16的底部有一个尾翼控制摇臂插口19，尾翼控制摇臂插口19的形状与尾翼控制摇臂21的形状相匹配。将尾翼控制摇臂插口19对准尾翼控制摇臂21，将两根尾翼铝杆17对准机身外侧的两个圆孔，均插进，然后用2个螺钉22(紧固件)将V型尾翼固定在机身1上，共需要4个。安装完成，由接收机发出信号给舵机18，舵机18驱动舵机摇臂20，舵机摇臂20带动尾翼控制摇臂21转动从而驱动尾翼的升降舵16上下摆动，通过V型尾翼4，5实现升降舵16和方向舵的功能。
机身头部前端设有空速管10，用于计算无人机飞行速度，机身头部上方设有放置电池的电池舱8，电池舱8后方设置有放置回收伞的回收伞舱9，下方和后方设置有三段式油箱，油箱采用碳纤维复合材料，后方一体式机翼的中间设置有飞控舱7。无人机的壳体(机身1)采用玻璃钢内外蒙皮中间蜂窝夹心复合材料，主结构采用碳纤维轻木复合材料。机翼下方的机身部设有双侧增推型进气道。
机翼2，3下方的机身上设有双侧增推型进气道，该进气道大体形状为Y型，划分为进气口整形段23、扩压段24、合并段25、收缩整流段26。两个进气口11，12在机翼的下方，进气口整形段23为柱形，进气口为椭圆形，进气口上边缘与机翼前缘重合，两侧的扩压段24在完全扩压后通过合并段25进行合并，扩压段24在进气道两侧的弧形处，进气道的接口处为合并段25，通过收缩整流段26进行收缩整流，收缩整流段26为最后的圆柱段。
本发明用于飞行速度在0.5马赫时，优化设计了双侧增推型进气道。利用在该速度下由经过设计的型腔增大进气道内外压差，以获得高速大流量压缩空气推动涡喷发动机以0.7-0.8的油门开度情况全马力输出。换言之，通过本发明的增推型进气道设计，使靶机在飞行速度为0.5马赫时，发动机获得两倍以上的空气流量，使得涡喷发动机在低油耗的情况下产生大的推力，以满足靶机的高速飞行，同时消耗较低的燃油量，降低了飞行成本。
另外，本发明的涡喷高速靶机的结构简单稳定、承载能力强、方便安装与维护；对机身和机翼的结构和空间尺寸要求很小，不妨碍机身和机翼；本发明的尾翼和舵机的安装机构相比现有的其它安装结构，取消了舵机连杆，使得结构更为简单紧凑，通过减小安装尺寸，对机身的空间布局和轻量化设计也有一定的帮助。
以上所述是本发明的优选实施方式而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和变动，这些改进和变动也视为本发明的保护范围。