本实用新型涉及无人直升机装备技术领域，尤其涉及一种70公斤无人直升机机内装备系统。
背景技术：
无人驾驶直升机是指由无线电地面遥控飞行或/和自主控制飞行的可垂直起降不载人飞行器，在构造形式上属于旋翼飞行器，在功能上属于垂直起降飞行器。近十几年来，随着复合材料、动力系统、传感器、尤其是飞行控制等技术的研究进展，无人直升机得到了迅速的发展，正日益成为人们关注的焦点。
无人直升机具有独特的飞行性能及使用价值。与有人直升机相比，无人直升机由于无人员伤亡、体积小、造价低、生存力强等特点，在许多方面具有无法比拟的优越性。在民用方面，无人直升机在大气监测、交通监控、资源勘探、电力线路检测、森林防火等方面具有广泛的应用前景。
研究人员经过研发设计了一款新型的无人直升机系统，该无人直升机系统大体上由直升机本体、控制与导航系统、综合无线电系统和任务载荷设备等部分组成；但是研究人员发现，现有小型70公斤级无人直升机仍然存在一些技术缺陷；例如：机体内电源装置，发动机，散热风扇等装备布局混乱以及机外雷达舱，没有考虑各个装置合理安排，且空间利用率低，这样将造成无人直升机的机体多大而不满足设计要求。传统技术中，舱体内的航电分区、发动机分区以及任务挂载分区不容易区分布局。
综上所述，如何克服传统技术中的上述技术缺陷是本领域技术人员急需的技术难题。
技术实现要素：
本实用新型的目的在于提供一种70公斤无人直升机机内装备系统，以解决上述问题。
本实用新型提供一种70公斤无人直升机机内装备系统的技术方案如下：
本实用新型提供了一种70公斤无人直升机机内装备系统，包括主机舱体、设置在所述主机舱体内部中间位置的主安装桁架、设置在主安装桁架前部的发动机、设置在所述主安装桁架后的机内电源装置；还包括设置在所述主机舱体的内部前段的散热风扇和设置在所述主机舱体的顶部的机外雷达舱；
所述发动机的重心、所述主安装桁架的重心以及所述机内电源装置的重心在所述主机舱体的正投影均位于所述主机舱体的长度方向的中垂线上用以实现上述三者的重心与所述主机舱体的重心在长度方向上共线，避免主机舱体左右侧不稳定；
且所述发动机的重心、所述主安装桁架的重心以及所述机内电源装置的重心之间的连线呈拱形形状；所述机外雷达舱为圆柱形形状，所述机外雷达舱通过圆盘形安装机构固定连接在所述主安装桁架的正上方，且所述机外雷达舱的重心与所述圆盘形安装机构的重心以及所述主安装桁架的重心与所述机外雷达舱底部的螺旋桨旋转轴共轴；以实现避免主机舱体的前后侧重量差距大导致前后侧倾斜；所述主安装桁架为矩形形状；
位于所述主机舱体的前部的内侧为前置的电子设备舱分区，所述电子设备舱分区用于安装部分航电设备；位于所述主机舱体的顶部的内侧为发动机分区用于安装发动机；所述主机舱体的前部设置有格栅网孔；所述格栅网孔的安装位置与所述主机舱体的内部的发动机安装位置相对应；所述格栅网孔用于实现所述主机舱体的内部散热；
所述主机舱体的两侧中部位置的舱壁处设置有多个排列的第一散热孔，且所述第一散热孔的排列方向为竖向排列；所述第一散热孔的安装位置与所述主机舱体的内部的发动机的排气管的安装位置相对应；
所述主机舱体的两侧中部位置的舱壁处位于所述第一散热孔的下方还设置有多个排列的第二散热孔，且所述第二散热孔的排列方向为横向排列；所述第二散热孔的安装位置与所述主机舱体的内部的电子设备舱分区的位置相对应。
优选的，作为一种可实施方案；所述第一散热孔为腰型孔；所述第二散热孔为腰型孔。
优选的，作为一种可实施方案；所述格栅网孔的面积与所述主机舱体的面积占比大于三分之一。
优选的，作为一种可实施方案；上述70公斤无人直升机机内装备系统还包括传动系统安装壳；所述传动系统安装壳固定连接在所述主安装桁架的底部，所述传动系统安装壳为顶部开口的壳体，所述传动系统安装壳器内部用于安装传统系统。
优选的，作为一种可实施方案；所述主机舱体的外层还涂覆有防锈涂层。
优选的，作为一种可实施方案；所述主安装桁架的内周侧设置有若干加强筋。
与现有技术相比，本实用新型实施例的优点在于：
本实用新型提供的一种70公斤无人直升机机内装备系统，分析上述70公斤无人直升机机内装备系统的主要技术内容可知：
上述70公斤无人直升机机内装备系统其设计的结构中，要求所述发动机的重心、所述主安装桁架的重心以及所述机内电源装置的重心在所述主机舱体的正投影均位于所述主机舱体的长度方向的中垂线上用以实现上述三者的重心与所述主机舱体的重心在长度方向上共线，避免主机舱体左右侧不稳定；且所述发动机的重心、所述主安装桁架的重心以及所述机内电源装置的重心之间的连线呈拱形形状；所述机外雷达舱为圆柱形形状，所述机外雷达舱通过圆盘形安装机构固定连接在所述主安装桁架的正上方，且所述机外雷达舱的重心与所述圆盘形安装机构的重心以及所述主安装桁架的重心与所述机外雷达舱底部的螺旋桨旋转轴共轴；以实现避免主机舱体的前后侧重量差距大导致前后侧倾斜；通过上述结构设计可保障70公斤无人直升机机内装备系统内部的装置分布更合理，保障了飞行时更平稳，保障了无人直升机的可靠性以及稳固性。
在传统的无人直升机的技术方案中，其航电分区、发动机分区以及任务挂载分区不容易区分布局；然而，本实用新型实施例设计的模块化的无人直升机主机舱体，其采用模块化的设计方式，保障了主机舱体各个部分的分区有序，且各个分区的安装位置设计更巧妙；同时，本实用新型实施例还对应设计了部分分区的散热格栅以及散热孔，保障了各个分区对应的散热功能完善。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，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。
图1为本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统的分解爆炸结构示意图；
图2为本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统中的便携安装支架结构示意图；
图3为本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统的一立体视角下的装配结构示意图；
图4为本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统的另一立体视角下的装配结构示意图；
图5为本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统一视角下局部爆炸结构示意图；
图6为本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统另一视角下局部爆炸结构示意图。
标号：1-主机舱体；2-主安装桁架；3-发动机；5-散热风扇；6-机外雷达舱；7-传动系统安装壳；11-电子设备舱分区；12-发动机分区；13-格栅网孔；14-第一散热孔；15-第二散热孔。
具体实施方式
下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
在本实用新型的描述中，需要说明的是，某些指示的方位或位置关系的词语，其仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，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，因此不能理解为对本实用新型的限制。
下面通过具体的实施例子并结合附图对本实用新型做进一步的详细描述。
实施例一
参见图1-图4，本实用新型实施例一提供了一种70公斤无人直升机机内装备系统，包括主机舱体1、设置在所述主机舱体1内部中间位置的主安装桁架2、设置在主安装桁架前部的发动机3、设置在所述主安装桁架后的机内电源装置；还包括设置在所述主机舱体的内部前段的散热风扇5和设置在所述主机舱体的顶部的机外雷达舱6；
所述发动机3的重心、所述主安装桁架2的重心以及所述机内电源装置的重心在所述主机舱体1的正投影均位于所述主机舱体1的长度方向的中垂线上用以实现上述三者的重心与所述主机舱体的重心在长度方向上共线避免主机舱体1左右侧不稳定；
且所述发动机3的重心、所述主安装桁架2的重心以及所述机内电源装置的重心之间的连线呈拱形形状；所述机外雷达舱6为圆柱形形状，所述机外雷达舱6通过圆盘形安装机构固定连接在所述主安装桁架2的正上方，且所述机外雷达舱6的重心与所述圆盘形安装机构的重心以及所述主安装桁架的重心与所述机外雷达舱6底部的螺旋桨旋转轴共轴；以实现避免主机舱体的前后侧重量差距大导致前后侧倾斜；所述主安装桁架2为矩形形状；
同时位于主机舱体1的前部的内侧为前置的电子设备舱分区11，电子设备舱分区11用于安装部分航电设备(前置的电子设备舱分区可以保障通信信号顺利收发，保障了信号传输，同样保障了无人直升机的安全性和可靠性)；位于主机舱体1的顶部的内侧为发动机分区12用于安装发动机；主机舱体1的前部设置有格栅网孔13；格栅网孔13的安装位置与主机舱体1的内部的发动机安装位置相对应(即发动机分区12的安装位置相对应)；格栅网孔13用于实现主机舱体的内部散热(上述发动机分区不仅安装在前面，而且更为靠近顶部位置，这样更方便与顶部位置的格栅网孔接近保证散热作用)；主机舱体1的两侧中部位置的舱壁处设置有多个排列的第一散热孔14，且第一散热孔14的排列方向为竖向排列；第一散热孔14的安装位置与主机舱体1的内部的发动机3的排气管的安装位置相对应；主机舱体1的两侧中部位置的舱壁处位于第一散热孔的下方还设置有多个排列的第二散热孔15，且第二散热孔15的排列方向为横向排列；第二散热孔15的安装位置与主机舱体1的内部的电子设备舱分区11的位置相对应。分析上述模块化的无人直升机主机舱体的结构可知，其还改进了各个分区功能分区的设计位置，与此同时，本实用新型实施例还对应设计了部分分区的散热格栅以及散热孔，保障了各个分区对应的散热功能完善。
下面对本实用新型实施例提供的70公斤无人直升机机内装备系统的具体结构以及具体技术效果做一下详细说明：
优选的，作为一种可实施方案；所述第一散热孔14为腰型孔；所述第二散热孔15为腰型孔。
需要说明的是，在本实用新型实施例的具体技术方案中，第一散热孔14以及第二散热孔15可以选择多种形式的散热孔形式；为了方便加工，同时保障通风散热顺畅其第一散热孔14，第二散热孔15均为腰型孔设计。
优选的，作为一种可实施方案；所述格栅网孔13的面积与所述主机舱体的面积占比大于三分之一。
需要说明的是，上述格栅网孔可以优选设计成长方形结构形式的格栅网孔，该长方形结构形式的格栅网孔需要保障其发挥较重要的散热作用，因此可以设计其占比面积较大，因此格栅网孔的面积优选为其与主机舱体的面积占比大于三分之一，保障内部各个装备的散热作用。
优选的，作为一种可实施方案；上述70公斤无人直升机机内装备系统还包括传动系统安装壳7；所述传动系统安装壳7固定连接在所述主安装桁架2的底部，所述传动系统安装壳7为顶部开口的壳体，所述传动系统安装壳器7内部用于安装传统系统。
优选的，作为一种可实施方案；所述主机舱体1的外层还涂覆有防锈涂层。上述防锈涂层相当于对主机舱体表面形成一层稳固的表面保护，从而增强了主机舱体的结构可靠性，尤其是提升了主机舱体的抗变形能力以及防锈能量，实用性更强。
优选的，作为一种可实施方案；所述主安装桁架2的内周侧设置有若干加强筋。通过上述设计的加强筋从而实现主安装桁架2的结构稳固性以及挂载吊装能力。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的范围。
1.一种70公斤无人直升机机内装备系统，其特征在于，包括主机舱体、设置在所述主机舱体内部中间位置的主安装桁架、设置在主安装桁架前部的发动机、设置在所述主安装桁架后的机内电源装置；还包括设置在所述主机舱体的内部前段的散热风扇和设置在所述主机舱体的顶部的机外雷达舱；
所述发动机的重心、所述主安装桁架的重心以及所述机内电源装置的重心在所述主机舱体的正投影均位于所述主机舱体的长度方向的中垂线上用以实现上述三者的重心与所述主机舱体的重心在长度方向上共线，避免主机舱体左右侧不稳定；
且所述发动机的重心、所述主安装桁架的重心以及所述机内电源装置的重心之间的连线呈拱形形状；所述机外雷达舱为圆柱形形状，所述机外雷达舱通过圆盘形安装机构固定连接在所述主安装桁架的正上方，且所述机外雷达舱的重心与所述圆盘形安装机构的重心以及所述主安装桁架的重心与所述机外雷达舱底部的螺旋桨旋转轴共轴；以实现避免主机舱体的前后侧重量差距大导致前后侧倾斜；所述主安装桁架为矩形形状；
位于所述主机舱体的前部的内侧为前置的电子设备舱分区，所述电子设备舱分区用于安装部分航电设备；位于所述主机舱体的顶部的内侧为发动机分区用于安装发动机；所述主机舱体的前部设置有格栅网孔；所述格栅网孔的安装位置与所述主机舱体的内部的发动机安装位置相对应；所述格栅网孔用于实现所述主机舱体的内部散热；
所述主机舱体的两侧中部位置的舱壁处设置有多个排列的第一散热孔，且所述第一散热孔的排列方向为竖向排列；所述第一散热孔的安装位置与所述主机舱体的内部的发动机的排气管的安装位置相对应；
所述主机舱体的两侧中部位置的舱壁处位于所述第一散热孔的下方还设置有多个排列的第二散热孔，且所述第二散热孔的排列方向为横向排列；所述第二散热孔的安装位置与所述主机舱体的内部的电子设备舱分区的位置相对应。
2.如权利要求1所述的70公斤无人直升机机内装备系统，其特征在于，所述第一散热孔为腰型孔；所述第二散热孔为腰型孔。
3.如权利要求1所述的70公斤无人直升机机内装备系统，其特征在于，所述格栅网孔的面积与所述主机舱体的面积占比大于三分之一。
4.如权利要求1所述的70公斤无人直升机机内装备系统，其特征在于，所述70公斤无人直升机机内装备系统还包括传动系统安装壳；所述传动系统安装壳固定连接在所述主安装桁架的底部，所述传动系统安装壳为顶部开口的壳体，所述传动系统安装壳器内部用于安装传统系统。
5.如权利要求1所述的70公斤无人直升机机内装备系统，其特征在于，所述主机舱体的外层还涂覆有防锈涂层。
6.如权利要求1所述的70公斤无人直升机机内装备系统，其特征在于，所述主安装桁架的内周侧设置有若干加强筋。
技术总结