本发明涉及无人机承力结构技术领域，更具体地说，它涉及一种基于进气道的固定翼无人机承力结构。
背景技术：
固定翼无人机主要由机体结构、动力系统、起降系统、飞控系统、机载测控系统以及航电系统等组成。机体结构是固定翼无人机的重要组成部分。其中，机体结构中的承力结构主要用于承担无人机飞行过程中的各类载荷，承力结构性能的好坏直接影响无人机是否能够稳定正常工作，甚至决定无人机的飞行安全。
通常，尽可能使得无人机承力结构强度高、重量轻，以便提升无人机载荷能力及飞行性能。然而对于某些特定用途的无人机，例如真实飞机的缩比模型飞行器等，无人机的质量特性参数有特定要求，会出现无人机重量要求较高导致需要提升结构重量的情况。然而，传统的无人机承力结构无法满足此类无人机质量特性参数要求。
因此，本发明旨在设计一种基于进气道的固定翼无人机承力结构，以解决上述问题。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于进气道的固定翼无人机承力结构，本发明以进气道为主要的承力结构，通过改变进气道材质，便于满足缩比无人飞行器质量特性的设计要求，同时可增强无人机承力结构刚强度；此外，机身前主梁采用航空铝材质，而机身后主梁采用钢材质，且机身后主梁厚度比机身前主梁大，能够增强无人机主梁的强度和刚度；机身前主梁和机身后主梁相对进气道为半包围形式，且与下机身蒙皮贴合连接，便于节省上机身空间，增加油箱储油量。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：一种基于进气道的固定翼无人机承力结构，包括进气道、机身前主梁、机身后主梁、左机翼前主梁、右机翼前主梁、左机翼后主梁、右机翼后主梁、机身前舱隔框和发动机安装隔框；所述进气道的前端与机身前舱隔框连接，所述进气道的后端与发动机安装隔框连接；所述机身前主梁的顶端中部与进气道相连接；所述机身前主梁左右两侧端分别与左机翼前主梁和右机翼前主梁相连接；所述机身后主梁顶端中部与进气道相连接，所述机身后主梁的左右两侧分别与左机翼后主梁和右机翼后主梁相连接。
本发明进一步设置为：所述进气道和机身后主梁的材质为钢，所述机身主前梁的材质为航空铝。
本方案中，进气道材质为钢，以满足固定翼无人机质量特性参数设计要求，同时增强无人机全机结构强度和刚度；机身主前梁材质为航空铝，机身后主梁材质为钢，以增强无人机主承力梁强度和刚度。
本发明进一步设置为：所述进气道通过焊接方式与机身前主梁、机身后主梁、机身前舱隔框和发动机安装隔框相连。
本方案中，进气道通过焊接方式与机身前主梁、机身后主梁、机身前舱隔框和发动机安装隔框相连，亦便于增强该无人机承力结构刚强度。
本发明进一步设置为：所述机身前主梁和机身后主梁与进气道之间为半包围形式连接，且机身前主梁和机身后主梁与下机身的蒙皮贴合连接。
本方案中，机身前主梁和机身后主梁与进气道之间为半包围形式连接，且机身前主梁和机身后主梁与下机身的蒙皮贴合连接，能够节省上机身空间，增加油箱储油量。
本发明进一步设置为：所述右机翼后主梁和左机翼后主梁的厚度均大于左机翼前主梁和右机翼前主梁的厚度。
本方案中，右机翼后主梁和左机翼后主梁的厚度均大于左机翼前主梁和右机翼前主梁的厚度，以保证主承力件机翼后主梁的强度。
本发明进一步设置为：所述机身前主梁与左机翼前主梁和右机翼前主梁之间，以及机身后主梁与左机翼后主梁和右机翼后主梁之间均通过螺栓连接，所述螺栓的轴线方向与机身纵轴线方向平行，且每一个连接对的螺栓连接数量为2。
本发明进一步设置为：所述发动机安装隔框上装有2个伞绳挂点，所述伞绳挂点相对无人机对称面对称分布。
本发明进一步设置为：所述机身后主梁的前端面设有主起落架安装螺纹孔，所述主起落架螺纹孔相对机身的对称面对称分布。
本方案中，通过主起落架螺纹孔，便于无人机的主起落架的安装操作。
本发明进一步设置为：所述机身前主梁和机身后主梁的侧壁均开有过油管的孔。
本方案中，通过过油管的孔，便于供油管路的安装与布置，便于无人机能够顺畅的供油。
本发明进一步设置为：所述左机翼前主梁、右机翼前主梁、左机翼后主梁和右机翼后主梁侧壁均开有过线槽。
通过采用上述技术方案，通过过线槽，便于电气线缆的安装与布置，便于无人机能够顺畅的供电。
综上所述，本发明具有以下有益效果：
(1)本发明的固定翼无人机承力结构能够较好的满足特定缩比无人机质量特性参数设计要求，相对一般无人机结构，本发明的进气道采用钢材质，增加无人机质量特性参数值，能够使得缩比无人机满足质量和惯矩参数要求，同时通过焊接方式与其他主承力结构件相连接，亦增强了无人机承力结构刚强度；
(2)本发明的无人机承力结构刚强度高，在改变进气道材质和连接方式的同时，机身主前梁材质采用航空铝，而后主梁材质采用钢，且后主梁厚度比前主梁大，保证主受力梁的强度刚度满足缩比无人机飞行试验特定需求，特别是边界极限状态飞行试验；
(3)本发明的无人机承力结构使得无人机供油系统载油量大，机身前主梁和后主梁相对进气道为半包围形式，与下机身蒙皮贴合连接，可节省上机身空间，增加油箱储油量；
(4)本发明的无人机承力结构便于供油管路和电气线缆的安装与布置，机身前主梁和后主梁均开有过油管的孔，左、右机翼前主梁和左、右后主梁均开有过线孔，使得无人机能够顺畅供油以及供电。
附图说明
图1是本发明实施例中的结构示意图。
图中：1、进气道；2、机身前主梁；3、机身后主梁；4、左机翼前主梁；5、右机翼前主梁；6、左机翼后主梁；7、右机翼后主梁；8、机身前舱隔框；9、发动机安装隔框；10、伞绳挂点；11、主起落架安装螺纹孔管；12、螺栓；13、过油管的孔；14、过线槽。
具体实施方式
以下结合附图1对本发明作进一步详细说明。
实施例：一种基于进气道1的固定翼无人机承力结构，如图1所示，由进气道1、机身前主梁2、机身后主梁3、左机翼前主梁4、右机翼前主梁5、左机翼后主梁6、右机翼后主梁7、机身前舱隔框8和发动机安装隔框9构成；机身前舱隔框8安装连接于进气道1的前端，发动机安装隔框9安装于进气道1的后端；机身前主梁2的顶端中部与进气道1相连接；机身前主梁2左右两侧端分别与左机翼前主梁4和右机翼前主梁5相连接；机身后主梁3顶端中部与进气道1相连接，机身后主梁3的左右两侧分别与左机翼后主梁6和右机翼后主梁7相连接。
其中，进气道1和机身后主梁3的材质为钢，机身主前梁的材质为航空铝。
在本实施例中，进气道1材质为钢，以满足固定翼无人机质量特性参数设计要求，同时增强无人机全机结构强度和刚度；机身主前梁材质为航空铝，机身后主梁3材质为钢，以增强无人机主承力梁强度和刚度。
其中，进气道1通过焊接方式与机身前主梁2、机身后主梁3、机身前舱隔框8和发动机安装隔框9相连。
在本实施例中，进气道1通过焊接方式与机身前主梁2、机身后主梁3、机身前舱隔框8和发动机安装隔框9相连，亦便于增强该无人机承力结构刚强度。
其中，机身前主梁2和机身后主梁3与进气道1之间为半包围形式连接，且机身前主梁2和机身后主梁3与下机身的蒙皮贴合连接。
在本实施例中，机身前主梁2和机身后主梁3与进气道1之间为半包围形式连接，且机身前主梁2和机身后主梁3与下机身的蒙皮贴合连接，能够节省上机身空间，增加油箱储油量。
右机翼后主梁7和左机翼后主梁6的厚度均大于左机翼前主梁4和右机翼前主梁5的厚度。
在本实施例中，右机翼后主梁7和左机翼后主梁6的厚度均大于左机翼前主梁4和右机翼前主梁5的厚度，以保证主承力件机翼后主梁的强度。
机身前主梁2与左机翼前主梁4和右机翼前主梁5之间，以及机身后主梁3与左机翼后主梁6和右机翼后主梁7之间均通过螺栓12连接，螺栓12的轴线方向与机身纵轴线方向平行，且每一个连接对的螺栓12连接数量为2。
发动机安装隔框9上装有2个伞绳挂点10，伞绳挂点10相对无人机对称面对称分布。
机身后主梁3的前端面设有主起落架安装螺纹孔，主起落架螺纹孔相对机身的对称面对称分布。
在本实施例中通过主起落架螺纹孔，便于无人机的主起落架的安装操作。
机身前主梁2和机身后主梁3的侧壁均开有过油管的孔13。
在本实施例中通过过油管的孔13，便于供油管路的安装与布置，便于无人机能够顺畅的供油。
左机翼前主梁4、右机翼前主梁5、左机翼后主梁6和右机翼后主梁7侧壁均开有过线槽14。
通过采用上述技术方案，通过过线槽14，便于电气线缆的安装与布置，便于无人机能够顺畅的供电。
工作原理：本发明以进气道1为主要的承力结构，以改变进气道1材质的方式，使得该承力结构满足缩比无人飞行器质量特性的设计要求，同时可增强无人机承力结构刚强度；此外，机身前主梁2采用航空铝材质，而机身后主梁3采用钢材质，且机身后主梁3厚度比机身前主梁2大，能够增强无人机主梁的强度和刚度；机身前主梁2和机身后主梁3相对进气道1为半包围形式，且与下机身蒙皮贴合连接，便于节省上机身空间，增加油箱储油量。
在本发明的上述实施例中，该无人机承力结构刚强度高，满足缩比无人机飞行试验特定需求，特别是边界极限状态飞行试验；同时，该无人机承力结构可增加无人机供油系统载油量，节省上机身空间，增加油箱储油量；并且，便于供油管路和电气线缆的安装与布置，使得无人机能够顺畅供油以及供电。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
1.一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：包括进气道(1)、机身前主梁(2)、机身后主梁(3)、左机翼前主梁(4)、右机翼前主梁(5)、左机翼后主梁(6)、右机翼后主梁(7)、机身前舱隔框(8)和发动机安装隔框(9)；所述进气道(1)的前端与机身前舱隔框(8)连接，所述进气道(1)的后端与发动机安装隔框(9)连接；所述机身前主梁(2)的顶端中部与进气道(1)相连接；所述机身前主梁(2)左右两侧端分别与左机翼前主梁(4)和右机翼前主梁(5)相连接；所述机身后主梁(3)顶端中部与进气道(1)相连接，所述机身后主梁(3)的左右两侧分别与左机翼后主梁(6)和右机翼后主梁(7)相连接。
2.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述进气道(1)和机身后主梁(3)的材质为钢，所述机身主前梁的材质为航空铝。
3.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述进气道(1)通过焊接方式与机身前主梁(2)、机身后主梁(3)、机身前舱隔框(8)和发动机安装隔框(9)相连。
4.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述机身前主梁(2)和机身后主梁(3)与进气道(1)之间为半包围形式连接，且机身前主梁(2)和机身后主梁(3)与下机身的蒙皮贴合连接。
5.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述右机翼后主梁(7)和左机翼后主梁(6)的厚度均大于左机翼前主梁(4)和右机翼前主梁(5)的厚度。
6.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述机身前主梁(2)与左机翼前主梁(4)和右机翼前主梁(5)之间，以及机身后主梁(3)与左机翼后主梁(6)和右机翼后主梁(7)之间均通过螺栓(12)连接，所述螺栓(12)的轴线方向与机身纵轴线方向平行，且每一个连接对的螺栓(12)连接数量为2。
7.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述发动机安装隔框(9)上装有2个伞绳挂点(10)，所述伞绳挂点(10)相对无人机对称面对称分布。
8.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述机身后主梁(3)的前端面设有主起落架安装螺纹孔，所述主起落架螺纹孔相对机身的对称面对称分布。
9.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述机身前主梁(2)和机身后主梁(3)的侧壁均开有过油管的孔(13)。
10.根据权利要求1所述的一种基于进气道(1)的固定翼无人机承力结构，其特征是：所述左机翼前主梁(4)、右机翼前主梁(5)、左机翼后主梁(6)和右机翼后主梁(7)侧壁均开有过线槽(14)。
技术总结