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西安航空学院本科毕业设计（论文）外文翻译题 目：_高精度低空三维倾斜摄影测量_ _无人机的设计_学生姓名：_梁策_院 （系）：_飞行器学院_专业班级：_飞行器制造1603班_指导教师：_吕晓军_完成时间：_2016年3月15日_文献名称（Unmanned Aircraft Systems UVAS Design, Development and Deployment ）文献中文名称（无人机系统的设计、开发和应用）作者： Reg Austin起止页码：91页112页 127页136页出版日期（期刊号）：2010 ISBN (978-7-118-08093-3)出版单位：A John Wiley and Sons, Ltd., PublicationUnmanned Aircraft Systems UVAS Design, Development and Deployment纲要：无人机系统的特性介绍贯穿全书，这些特性是很多要素及其保障规程的结合、尽管飞机系统只是无人机系统的一个组成部分，但它在很大程度上对无人机系统其他部分提出了要求。这本书利用多学科的详细工程知识，如空气动力学，电子学，经济学，材料，结构，热力学等，在阐述ML航空公司负责的一些固定翼和旋翼飞机项目以及它们所完成的机载任务（航拍任务，光电成像任务等）上，有一定的理论实践经验。本文将着重阐述无人机系统的组成，设计标准，系统开发测试，结构机体设计，可靠性设计等方面。在应用方面，着重阐述航拍（光电成像技术）的稳定性（即精度）的设计要求。1.无人机机体设计（文献第6章） 无人机系统设计，尤其是空中部分与有人机一样有相似目标，即达到所要求的性能，并具有完整性和可靠性，食全寿命费用（即最初的采购费用加上使用费用）最低。因此，设计研制的程序步骤基本相似，总体上使用类似的技术。但是两者之间存在差异，主要体现在：（1） 电子飞行控制系统更轻，需要的空间更小；无人机的电子飞行控制系统能够接受遥控指令；按照预先规划的飞行剖获资助的进行飞行控制。（2） 无人机主要携带侦察任务载荷，而不是较重的武器、乘客或货物等载荷。（3） 小的结构和机械装置具有明显的尺度效应优势，如果将该特点应用与无人机设计中，可以设计出更轻的飞机。1.1尺度效应迄今为止，无人机相对于有人机来说重量更轻一些，相关情况如图6.1所示。根据起飞总重量（AUM），有人急大小变化从最小的340kg的Titan Tornado单座飞机，到590000kg的空客A380和640000kg的安特诺夫安225。无人机系统中的飞机具有较小的重量，从6kg的Raphael Skylight 飞机到12000kg的诺斯罗普格鲁曼的“全球鹰”无人机（见第4章）。根据重量，最小的固定翼无人机比相应的最小的有人机要请两个数量级。旋翼飞机也有类似的情况，有人旋翼飞机的质量从623kg的Robinson R22 到97000kg的米12直升机；对应的无人旋翼飞机，其重量变化从EADS Scorio 的20kg的到Schiebel Camcopter的200kg。图6.1也给出了较重的无人直升机，它是最早的无人直升机。Gyrodyne DASH海军无人机（途中没有给出）重达1430kg。但是，后两种无人直升机，最初的设计是为了搭载乘客，后来改造成无人机，用于携带轻型武器。图中也没有包括总起飞重量为1364kg的Bell Aerosystens公司的“鹰眼“无人机（见4.2.2节和图4.14），它是一种倾转旋翼机布局。就重量而言，飞机为了获得垂直和水平飞行能力，额外承载了一些设备。可以看出，与固定翼无人机一样，最轻的无人直升飞机相对于有人直升飞机而言，也轻两个数量级。但是，与固定疑问及不同，最重的无人直升机也无法与有人直升机重量相比。当然，还有更轻的固定翼和旋翼无人机在开发中，重量可达0.5kg甚至更轻。但是，必须关注如此轻型飞机带来的尺度效应，因为他们采用了与主流飞机不一样的的技术与结构布局。例如一些微型无人机（MAV）使用柔韧的薄膜机翼。一般情况下，在无人机设计中，可以通过使用“弗鲁德比效应”原理来确定不同尺寸大小飞机的效果。弗鲁德比效应例如，观察者可以比较大象和老鼠或者天鹅和鹪鹩，魅族动物之间具有相同的基本构造和运动器官。但是，叫小动物的肢体或翅膀运动频率要大得多，大动物的骨骼密度要比小动物密度高，这些变化趋势可通过一下逻辑的尺度分析来解释。定义：线性尺度比率La /Lm, = n（比例因子），其中a代表实际物体，m代表模型。对于一个模型系统，n=10代表了线性尺寸10倍、面积100倍于模型的全尺寸飞机。同时，实际系统与模型一样工作与空气密度为、重力系数为g的环境中。由于加速度的数值为Lt2，加速度g为常数，则t随L1/2而变化，根据以上分析，可以得到如下关系。Function(函数)Scale factor（比例因子）For n = 10, model represents system having:（n=10模型代表的系统为）面积Area L2n2Area 100容积Volume L3n3Volume 1000质量Mass L3n3Mass 1000速度Velocity L/t L1/2n1/2Velocity 3.16动态压力Dynamic pressure L3nDynamic Pressure 10惯性角Angular inertia L3n4Angular inertia 10 000频率Frequency 1/t 1/L1/2n1/2Frequency 0.316etc.根据表中院子，对于中小型飞机，它与比其尺寸大10倍的飞机具有同样的结构布局，当小飞机飞行速度为31.6m/s时，等效于大飞机以100m/s的速度飞行。正如第4章所提及的，利用该原则，可以通过对小尺寸模型的全面试验，有效确定实际全尺寸飞机的飞行特性，小尺寸模型通常采用无人的，低速飞行模式。利用模型飞机对后续改进的飞机进行飞行试验，相对于直接对新飞机进行初始阶段的真实飞行试验而言，费用要低很多，风险也很小。这也是无人机技术拓展应用的实例（图4.29）。1.2安装密度相对于具有同样用途的有人机，无人机通过高密度的安装（飞机重量/体积），利用结构和空气动力学的优势，使其尺寸和质量明显减少。人的密度比飞机系统要小，但为人员提供活动和工作空间去却较大，结果降低了大多数轻型有人机的有效密度，使全系统总密度为0.1（即约为100kg/m3）或更小。相比而言，无人机的电子和光学设备比整体系统的密度高，并能紧密安装，仅需一些冷却空间。电视成像系统或其他光电设备（类似眼睛），自动飞行控制系统（类似大脑）无线电和动力设备（通信等），以及无人机的辅助设备等,它们的密度约为0.7（700kg/m3）。发动机，传动，舵机，发电机等设备，虽然尺寸大小不一，但对有人机和无人机而言是相同的，密度为5-6（5000 kg/m3-6000 kg/m3），当然还需一些空间用于冷却和操作等。着陆装置随飞机类型的不同而不同，有固定的或可收回的，轮式的或滑撬式的。垂直起降飞机的着陆装置要轻于水平起降飞机。因此，对于着陆装置，没有统一的结论。像机翼、尾撑和尾翼等部件密度小，如典型的轻型飞机机翼，重量只占总重量的10%，其安装密度低达25kg/m3，该值随飞机尺寸的增加而缓慢增加。与之相反，直升机选一系统也只占飞机总重量的10%，但其安装密度从小型无人直升机的1200kg/m3到大型有人直升机的4000kg/m3。燃油装于软性变形的邮箱内，当有相撞满时，供油系统的安装密度为900 kg/m3-1000 kg/m3。它的承载将会增加包括机翼或机身在内的总安装密度。飞机的实际安装密度取决于其尺寸大小的结构布局。以两座Cessna 152轻型有人飞机为例，总起飞重量为700kg，总安装密度约为120 kg/m3。固定翼无人机如：“观察者”，总起飞重量只有36kg，装载有类似电视监视成像设备，其安装密度约为200 kg/m3。小型共轴旋翼无人机如“小精灵”，其质量为36kg，安装密度约为600 kg/m3。1.3 空气动力学飞机对气流干扰的影响，以及飞机空气动力效率可以用飞机表面积与质量的比率来度量。飞机表面积越大，受到空气动力的干扰越大；飞机的质量越大，其对施加力的惯性（反作用）越大。利用比例定律可知，表面积与质量的比率随n/D 而变化，即线性尺度比率n除以安装密度D 。也就是说比率将随飞机尺寸减小而增大，随安装密度的增大而减小。因为无人机一般比有人机小，在扰流中比大型有人机承受更严重的气流干扰，但其不足可以通过提高无人机的安装密度来补偿。通过减小机体和机翼的摩擦阻力，使翼型阻力达到最小值，就可以提高气动效率（利用飞机的阻力/重量之比来定量衡量，比值小、效率高，通常以空速为30m/s时的阻力为参考）。另外，安装密度低，飞机的气动效率高。相对于同样形状的大型飞机，在低雷诺数NR 情况下，小型飞机的机翼和机体的摩擦阻力、翼型阻力较大。雷诺数是一个无量纲参数，是流体惯性力和粘性力之比，常常用来定量衡量给定流体中两种力的相对重要性。惯性力指更大量的下行流体会议更高的速度流过更长的表面，在高NR 时，它是主要作用力。NR 的计算公式为NR = l /式中：为气流速度；l为特征长度（即翼弦）；v为气流的运动黏性，在标准状态下其值为1.47 105 m2 /s（更多信息可参考文献1，2等空气动力学书籍）。低NR的表面启动阻力要大于高NR 的情况。无人机一般比有人机要小，飞行速度较慢，因此无人机工作在低NR 状态，受到的阻力较大。流线型翼剖面的厚度与弦长之比为15%的情况下，依据表面积，阻力系数随雷诺数NR 变化曲线如图6.2所示。途中数据来源于参考文献6.2，它给出了变化趋势的典型实例，原则上也适用于所有外表面。大多数在产的无人机，从最大、对快的（“全球鹰”）无人机到最小的无人机（“黄蜂”），基于翼弦长度和近似最小功率，与个子的雷诺数NR是对应的。最小无人机重量仅有0.43kg，其阻力系数为最大无人机（“全球鹰”重量约为12000kg）的3倍。对于较小的微型飞机，相对于飞机质量，其产生的阻力较大（即5kg/m2非常小的机翼载荷是必需的，以便手抛发射时获得最小的飞行速度）。不好的方面是：在低NR时，获得的最大升力系数比NR取通常值时或等的最大升力系数要小得多。微型无人机设计者面临一个挑战：在获得满意的空气动力特性的同时，把负面影响降低。其手段是通过以下工作的最大化来缓解不利的形式。（1） 最大化安装密度（2） 最佳气动外形针对更小的无人机，如质量为100g微型无人机，建议对其空气动力学进行进一步研究，以克服低雷诺数时飞机应存在的问题。1.4结构与机械装置对于小型无人机，通过充分的设计获得较高的空气动力效率有一定的挑战性，而有利的方面是小尺寸结构和机械装置实现容易。大型飞机的载荷比对应的小型飞机高很多，要求采用大强度、高硬度的制作材料，远距离承受这些载荷，而不会出现弯曲、变形等承载问题。当轻型有人驾驶飞行结构设计从覆盖纤维材料管状结构转换到基于轻型合金材料的硬壳式结构时，承受作用在表层的直接载荷只要求使用非常薄的材料。为了阻止框架件表面的局部变形，增加了横梁。有时，这样的措施也不够，为了应对表面凹进，有必要采用较厚的表层结构材料，以抑制弯曲变形，但这将导致重量的增加。低密度复合材料的出现缓和了该问题，这种材料可以制作得较厚，但又不会增加飞机的重量。虽然最初的材料（如玻璃纤维环氧树脂蜂窝结构）的硬度较小，横截面的附加厚度足以弥补该缺陷，从而解决了表面变形的问题。这种技术可直接用于无人机，除了在有限空间中要承受较大的载荷的区域外，复合材料已经在无人机构造中成为主流。上述区域如起落架，通常有必要采用轻型合金或钢材料。随着材料的发展，例如碳纤维预侵料高温热压成型材料、塑料盒铝合金的合成材料等的出现，上述部件使用的材料也将改变。多数无人机得益于飞机载荷小，承受在和飞行距离短。这就减小了变形的概率，但仍然需要注意该问题，以确保飞机具有足够的结构强度能承受人力搬动。在起飞重量一定的条件下，飞机部件重量的减小，意味着可以携带更多的任务载荷或燃油（电池容量），也就是说，相关任务可以有轻型、小型飞机完成。一个飞机中几个部件的相对重量可以通过比值来表示。1.4.1 部件重量/起飞总重这就是所谓的部件“重量比例”。“重量比例”表达式由比例法则衍生而来，如下所示，它说明飞机尺寸小，安装密度高的优点。式中：为安装密度比（密度/小密度）； 为飞机总重（N）； KT 为由机翼几何结构确定的常值，如机翼梯形度； AR为机翼展弦比； m为机翼材料密度； fc为机翼材料可承受的直接压力（N/m2）； t/c为机翼厚度与弦长之比； 为机翼载荷（N/m2）； VT为旋翼端点速度（m/s）； p为旋翼的桨盘载荷（N/m2）； 0为旋翼桨片的椎旋角（rad）。 对于轻小型的飞机，这些表达式表明了结构和机械中粮比例带来的有点，以及如何使无人机的安装密度更改，这些取决于材料的正确选择和良好的设计。 1.4.2 结构设计在许多书中都对结构设计有详细描述，虽然它们都可用于无人机和有人机，但应用中还是存在一点差异。无人机在设计时要考虑多方面的要求，不仅仅是易于初始生产、费用、寿命、可靠性、可达性和维修性等基本要求。对于有人机，一些辅助设备必须具有可达性，要从机上实现科大，其余设备可通过飞机外部结构上的分离面板实现可达性。但是，对结构的强度，硬度和气动洁度等影响要降到最低。对于无人机，尤其是较小的无人机，机上可达是不可行的。由于飞机结构比较小，通过外部可以动的盖板实现可达也有某些限制。为了实现手的可达性，面板的大小要与周围的结构成比例，这将削弱结构强度，因此需要进行结构加强。对于有人机，解决方法是利用可以动的承力表层式面板，这种封闭结构可有效传递压力，但对于小尺寸的面板，很难获得这样的效果。因此，除了较大型的无人机之外，一种更有效的方法是利用合适的复合材料和可自分离的模块构建机体。图6.3给出了小型和中型无人机机身常用的模块化构建方法。玻璃纤维和适量的树脂作为主材料，加强的部分采用硬塑料泡沫填充，并用碳纤维条包裹。用碳制作蒙皮非常贵，并且碳的固有阻尼小，受突然撞击容易破碎。与玻璃按一定比例混合，将会使其具有一定的阻尼，是一种实用可行的解决方法。尽管碳织物昂贵，但碳纤维条相对便宜，利用该方法制作的轻质、高硬度、耐用、便宜的结构模块，适合规模生产。另一种材料的密度为碳/玻璃混合物的1/2，但硬度基本类似，这就是由玻璃纤维或碳纤维加强的聚碳酸酯。它可以热塑成型，制作结构件的劳动强度低于利用成型材料，该方法可用于升力面的制作。内部结构连接件要求能够将载荷分散到承力垫片或插口上，这些部件一般用轻质合金，甚至钢材料制成，具体材料根据连接处的受力情况确定。以上大多数方法可用于大型的HALE和MALE飞机的制造，但是，由于结构面积大，载荷密度大，机翼和机身的蒙皮多采用较硬的碳化合物材料。为了获得更大的硬度和柔韧度，可采用分层构造法，即在两层碳纤维或碳纤维和玻璃纤维混合物之间夹一层蜂窝状尼龙。新材料的不断发展，给无人机的设计和制造带来了好处。对于新型无人机设计，合适的材料选择是一个首先要面对的问题，可从专业出版物和材料生产者那里获得一些有益的建议（见参考文献5,6）。1.4.3 机械设计依据硬度要求，一般小尺寸的效果要好，但其负面效果是保持精确地匹配公差比较困难。由于接合处的应力提高，需要采取谨慎的疲劳处理措施；同时由于拐角处的半径小，承力件安装更为关键。建议连接件采用强东储备系数高的材料，拐角处的半径要比单纯缩比尺寸大一些。如图6.4（a）所示，标准小型滚柱承力件的边缘半径的拐角处为0.5mm，相对于大半径的类似装置，其局部应力要大。一个可行的解决方法是使在拐角轴处的内半径取较大的值，并在承力件和轴套之间加一个垫块，如图6.4（b）所示。另一种方法是专门设计和制作大边缘半径的承力件，但这将会导致部件重量增加，造价提高。1.4.4 磨损与疲劳 无论设计中的机械系统是一种结构件还是机械装置，系统不仅要求能够充分有效地完成赋予的功能，而且要在规定的时间内可靠、连续地耕作，具体的时间长短取决于工作要求，在设计之初就应明确。设计的部件要通过计算，确定其使用寿命、部件更换之前的使用时间，通常以磨损与疲劳小时来衡量。受力表面的磨损率通常可以根据载荷-速度曲线进行估计，部件在研发阶段进行测试，以确定其使用寿命。在部件疲劳损坏之前，计算部件疲劳失效前的工作周期变化数，并给部件工作寿命估计增加适当的储备因子（见参考文献1,2）正如前面提到的缩比效应，随着无人机和部件尺寸的减小，其寿命周期会增加。对于小型无人机，由失效前的工作周期数决定的疲劳寿命比以小时衡量的工作寿命会早达到。但是在相同的比例效应下，如果材料的载荷和压力都较小，这种变化会反过来。选择合适的材料是减少疲劳失效的一种重要手段。复合材料具有高的抗疲劳强度，用它代替轻型合金材料可以延长机身的疲劳寿命。某些部件完全弃用金属材料可能还需要些时间，这些部件包括，发动机、旋翼桨毂和传动系统等。因为这些部件除了载荷密度高外，还有高温和高磨损等因素。随着小型飞机单位时间内盈利的逐渐增大，如果这些飞机的疲劳寿命要求与大型飞机相当，一些应用就应该考虑使用钢材料而不是轻质合金，对于旋翼飞机更是如此。大多数钢材料有一个受力极限，低于这个值，铁质材料就会有无限的疲劳寿命。采用轻合金材料不可能获得这样的效果。为了从轻质合金材料上获得较长的疲劳时间（不是无限的），可在低承力的条件下应用，如果采用铁质材料，部件会比较重。在开发阶段，对于易磨损和疲劳的部件要进行充分的测试，以确定其使用寿命。1.4.5 起落架设计（此部分主要介绍军用无人机，因此译文略）1.4.6旋翼设计由前面的讨论可知，无人机部件设计与有人机在细节上是不同的，尤其当无人机部件小于有人机的对应部件时，特别是比例效应的影响。尺寸大小的差异会导致飞机设计参数明显不同。直升机旋翼有关参数的比例就是一个很好的例子。有前面提到的重量比例方程可知，直升机旋翼和传统系统中元部件重量比例随飞机设计总重（DGM）的平方根的不同而不同。通过分系统之间重量的折中，实现飞机全系统优化。直升机旋翼的重量比例随其直径的增大而急剧增加 ，主要是由于大多机械部件要承受转矩。旋翼翼尖速度受空气动力学因素限制，各种尺寸的旋翼其结构想死。因此，单位功率产生的转矩会随旋翼尺寸的增加而增加，同时，旋翼重量也比例增加。当飞机的设计总重增加时，设计者会选择限制旋翼直径的增加以减少重量。但是，那将增加旋翼的桨盘载荷p，需求更大的动力，进而求一个更大更重的发动机。旋翼重量随尺寸大小的增加比率远大于发动机重量随功率增加的比率，因此发动机与旋翼之间存在重量平衡。最终，设计者为了使飞机的续航时间蛮子要求，选择合适的桨盘载荷，并使旋翼和发动机总重量最小。由图6.13可知，有这个趋势：桨盘 载荷随飞机总重的增加而增加，但长航时飞机会低于这种变化趋势。1.5 发动机的选择正如一首老歌所唱“生命离不开音乐”，还应加一句“飞机离不开发动机”。这种声音预示着高技术的魅力，发动机技术还不能满足要求。飞机设计者已经意识到发动机而不是别的技术原因造成一些无人机新项目拖延、预算超值或被迫取消。新型发动机的设计和研发，再集成为一个可用动力装置要比机体的研发会费更多的时间。如果新型飞机和新发动机同时平行研发，最终发动机会后完成，还有可能不满足期望的的性能和可靠性。发动机设计者为了使其能够工作，会改变发动机结构或使其输出特性发生变化，而飞机是基于原来确定的发动机性能设计的，这样就会造成新型发动机与飞机不匹配。虽然飞机设计者很想尝试在飞机上使用最新技术的发动机，但是必须考虑新型发动机是否能够按时提供，是否能达到指标要求。除非新型发动机在测试台上成功运行100h以上，否则考虑使用这种新型发动机是不明智的。如同其他飞机，无人机的动力系统包括动力、将其转换为机械能、再转换为升力或推力的装置等，如图6.5所示。 动力装置包括发动机速度控制和（或）功率输出控制、发动机温度控制等装置，对于共定义无人机，通常还包括发电机（旋翼飞机的发电机驱动用旋翼系统驱动代替，这样确保即使在发动机出现故障时，仍有可能可用）。现绝大多数无人机由内燃发动机驱动，其中多数为活塞式发动机。1.5.1 活塞式发动机（译文略）1.5.2 燃气涡轮发动机（译文略）1.5.3 电动发动机电动机将电能转换为机械能，驱动推进装置、风扇或旋翼。电能可由蓄电池、太阳能光伏电池或燃料电池等提供。它们的突出优点是：噪声是发动机中最低的，热特征也是最小的。当前，只有微型和小型无人机由电池和电动机提供动力。典型的例子由“沙漠鹰”无人机和“空中闪电”无人机，如第四章的图4.23所示。尽管电池的设计和生产已有了相当大的进步，对电池的供电要求不但由驱动电动机，而且还有任务载荷和通信系统。因此，无人机系统的续航时间，飞行速度以及任务载荷和通信系统的能力都受到了限制。系统小而轻，能够背负式运输，能够在相对温和的环境下工作。为了保证电力供应，短距离使用，要携带必须的备份电池，并定期充电。为了获得持续的电力供应，扩展电驱动飞机的航程和能力，人们正在寻找其他方法。为了达到这个目的，并间隔无人机系统的要求，正在研究开发太阳能光伏电池和燃料电池。这两种电池在无人机上都进行了实验，但任然处于早起的试验阶段，第27章将作进一步的讨论。当选择发动机时，由于没有丰富资料可供参考，无人机设计者需要参考多种因素。为了了解发动机产品的适用性，有必要与多个发动机制造商保持联系，以便评估其产品的适用性。1.5.4 动力系统集成发动机仅是动力系统的一部分，必须合理的安装于灵活的基座上，方便调整。动力系统包括启动装置、供油、供电、控制、冷却、还包括电量检测、亚索、排气系统、消声系统（若需要）。发动机的特性无疑确定了系统及其子系统的复杂程度，将会影响发动机的选择。另外，无人机中由动力驱动的功能部件，如交流发电机、吹风机等，也安装在动力系统中。针对大型无人机的大型发动机，在很多情况下都伴随配置有很多部件；而对于小型无人机的小型发动机，就不是这样，它的部件来源分散。对于小型无人机，启动电动机、交流发电机和化油器等一般不满足小尺寸要求。在20世纪80年代，ML航空公司被迫为其无人机设计和制造交流发电机和冷却风扇。但是这种状况已经由了改善，出现了分公司，可以提供合适的产品。1.6 模块化结构正如已经讨论的那样，除了现成的可使用的部件外，模块化结构可使各个独立的制造商和部门可以单独检验其模块，这样可以节约工厂的空间。根据工人的标准，由不同国家、不同提供商完成各自模块的生产和测试，系统最终装备由主承包商完成，整个无人机系统集成一体，在交付用户之前，完成地面和空中飞行测试。不同模块的特性和详细技术参数包含在其他章节，但他们必须在结构上能够集成一体。图6.7给出了中程或近程固定翼无人机（HTOL）模块的可能配置。模块化结构的优点已经介绍，该图解释了在这样的飞机上如何实现模块化。观察飞机的结构布局可以看出，在飞机前段的主任务载荷上由一个可移动的盖子。不同类型的任务载荷，或者发上故障时通过后面的固定装置，可以完整的更换。所用结构连接器插拔方便，电器连接件方便适用。机内测试设备在控制站内的监视器上给出某些机械连接和电器连接件是否正常。每个可更换的任务相对飞机质心具有同样的重力力矩，这样人物载荷的更换对飞机质心带来的影响很小。拆除任务设备或将其往前拉，就会看到电子模块，电子部件也可以拆装，如果要在测试台上进行测试，可将其整体搬出。类似的，如果需要，通过拆卸结构连接件、供油和控制连接件等，可拆卸动力模块。通过拆除结构上的连接和控制连接，升力面模块也是可更换的。由于翼尖部分在着陆或发射时易受到损坏，因此建议外翼设计为单独的模块，与内部其他模块连接的电缆也是模块的一部分。对于大型无人机需要携带更多任务载荷如MALE型无人机，模块化结构不容易实现。典型MALE无人机内部视图如图6.8所示。1. Synthetic Aperture Radar (SAR) Antenna合成孔径雷达（SAR）天线17. Power Supply发电机2. Inertial Navigation System/GPS惯性导航系统/GPS18. Battery Assembly电池组件3. Ku-Band Satellite Communications Antenna Ku波段卫星通信天线19. Aft Equipment Bay Tray后设备仓托架4. Video Cassette Recorder盒式视频记录仪20. Secondary Control Module副控制模块5. GPS Antennas (Left and Right)GPS天线（左和右）21. Synthetic Aperture Radar Processor / Electronics Assembly合成孔径雷达处理器6. Identification Friend or Foe Transponder敌我识别异频雷达收发机22. Primary Control Module主控制模块7. Ku-Band Satellite Communications Sensor Processor Modem Assembly Ku波段卫星通信传感器处理器调制器组件23. Front Bay Avionics Tray前舱航空部件托架8. C-Band Upper Omni-directional Antenna Bracket C波段全向天线天线支架24. Receiver/Transmitter接受/发射机9. Forward Fuel Cell Assembly前燃料电池组件25. Flight Sensor Unit飞行传感器单元10. Aft Fuel Cell Assembly后燃料电池组件26. Video Encoder视频编码器11. Ancillaries Bay辅助隔舱27. De-ice Controller除冰控制器12. Ancillaries Cooling Fan辅助冷却风扇28. Electro-Optical/Infrared Sensor Turret / Electronics Assembly光电/红外传感器吊舱/电子组件13. Oil Cooler/Radiator油冷器/冷却器29. Front Bay Payload Tray前舱任务载荷托架14. Engine发动机30. Ice Detector除冰器15. Tail Servo (Left and Right)尾翼伺服机构（左和右）31. Synthetic Aperture Radar (SAR) Receiver/Transmitter合成孔径雷达（SAR）接受/发射机16. Battery Assembly电池组件32. Nose Camera Assembly机头照相机组件图6.10所示是“小精灵”无人机的实际模块化结构，这种结构已经经过广泛的应用验证，其模块化结构的价值已得到认可。在所有类型飞机中，同轴旋翼直升机最容易实现模块化的结构和应用。根据示意图可知，飞机包括四大模块：（1） 机体模块（2） 机械模块（3） 电子模块（4） 可更换的任务载荷模块机体完全由复合材料构造，它是一种树脂增强的欧力纤维和碳纤维的混合物。目前，是四个模块中最便宜的，它本质上为龙骨结构中间为一四角带立柱的箱体结构。机械模块与每一个垂直支柱的上端相连，而四腿式着陆装置的每一个支架插入每个垂直支柱的下端。圆形机体的任务空间被四块垂直分隔板分为4舱段，隔板作为安装电子模块和任务载荷模块的支架，并将分别安装一台发动机的另外两个舱段隔离开。由于飞机的俯视图是对称的，因此飞机无前后之分，能够超人和一个方向飞行。单位了描述简单，常将装载可更换任务载荷的段称为“前端”。为了平衡重量，任务载荷的对面是电子模块。而机械模块的变速箱占据中间箱体部分，旋翼传动轴从变速箱的中心上方伸出，两台发动机分别占据了横向两个舱段。机体上表变完全由四块可拆卸的盖子覆盖，这些盖子构成了机体的上表面，在状态检查或更换模块时，取开上盖即可实现。这样的结构安排使机械模块能够承载机体的重量以及飞行中放置在箱-柱结构顶部的部件，同时还能承载飞机降落时整个飞机通过立柱传导给起落架的重量。这样的设计理念使飞机具有重量轻、结构费用低、紧凑等特点，并且部件安装密度相对较大。正事由于这些特性，在给定载荷和性能的条件下，相对于固定翼小型飞机来说，无人直升机具有更小的尺寸。由于电子部件将会越来越小，未来这种趋势还将继续。2.无人机任务载荷（文献第8章）2.1. 吊舱光电系统集成2.1.1.安装光电系统可以按照以下三种方式中的一种或多种方式进行安装：（1） 安装在飞机前端的前视光电成像设备主要用于防撞，前向摄像头及其驱动模块安装在转台上，转台转动完成对地面的观察。观察范围用视场仰角来描述，垂直向下为仰角起始角，朝前、朝上的变化，甚至达到水平线以上，有时镜头还可以朝上、朝后（为负值）变化。为了完成占察监视任务，转台在方位上有一个变化范围，并具有滚转能力，以保持图像稳定。（2） 一个可旋转的吊舱安装在机腹下面，以实现对地面方位360范围的侦查监视，将俯仰和滚转可变化的摄像头及其驱动模块安装在吊舱内。（3） 一些系统只适用于特定旋翼飞机，如坎蒂尔CL84、ML航空公司的“小精灵”，它们可以均匀的进行水平观测，这类飞机本身就是飞行的转台，通过飞机本身的旋转，可以获得方位360的观测，其上再装载俯仰、滚转可变化的摄像头。有些任务要求飞机同时采用（1）和（2）两种安装方式，但是平滑对称的直升机（PSH）一般很少采用这两种安装模式，不过未来有可能出现这两种安装模式。2.1.2集成传感系统除了在物理上集成以外，任务载荷设计和集成还要满足处理功能的需要，以检测和发现目标。大多数情况下，要求与飞机自动飞行控制系统、导航系统集成在一起，以实现飞机运动时，保持传感器现场轴线对准目标；在军事应用或手机法律证据等应用过程中，需要将图像与地图信息进行并联，并在记录的图像上添加位置、时间信息。图8.2给出了模式（1）的安装实例，他是航空航天轨道器公司无人机承载的Controp任务载荷，它采用前端安装，并在感知侦查的图像上叠加了位置、时间信息。目前有一些生产商可以提供多种不同类型的光电任务在和系统，本书不可能逐一详细介绍这些系统，这些信息可从生产厂家那里获得，图8.3给出了一小部分带有吊舱的光电任务载荷系统，包括其尺寸，它们可用于小型，中近程无人机上。与这些系统相关的数据见下表：Controp公司提供了多种单传感器、轻型任务载荷，可以分别进行替换，D系列可以用U系列，以及U-Z系列中的热成像传感器替换。所以传感器可采用前端安装或腹部安装。Cloud Cap TASE DuoCloud Cap T2Controp D-StampE/O cameraE/O摄像头Sony CCDSony CCDCCDPixels像素380 K380 KLens镜头26 optical光学26 optical10 opticalFOV 视场/（）40 55 to 1.7 2.340 55 to 1.7 2.335 47 to 3.9 5.2Thermal imager热成像仪Pixels像素324 256640 480384 288Lens镜头35 or 19 mm35 or 连续放大FOV 视场/（）20 or 361415, 36 9Laser pointer/illumin激光指示/照射NoYesNoGimbal limits 转台范围Azimuth/roll方位/滚转Azimuth continuous方位连续Azimuth continuous方位连续滚转Roll +/ 60Elevation 俯仰+23 to 203+15 to 195+70 to 30Electrical power W功率W22 max100 max8Overall mass kg总质量kg1.052.60.75;1.00;1.200两种用于中高空长航时无人机的任务载荷如图8.4所示。这些载荷功能多，重量也较大，其相关数据见下表。这两种吊舱提供了许多可供选择的设备，给出的这些数据只是一个例子，图8.4给出了一种典型的Wescan吊舱，安装在通用原子公司“捕食者”无人机的下部。作为（3）模式安装平滑对称直升机（PSH）的例子，图8.5给出了一种ML航空公司的“小精灵”无人机。去掉罩子和屏蔽窗，“小精灵”无人机任务载荷内部的组成结构如图8.6所示。2.1.3稳定性无论什么类型的成像设备，采取前端安装还