CN104925243A - 一种翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇 - Google Patents

Abstract

一种翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，包括一个中央舱体和两个翼梢舱体。在中央舱体和各翼梢舱体上分别安装有四台螺旋桨推进装置。机翼双排式机翼，在机翼的前翼和后翼的内部均有三个展向分布的气室。各气室之间通过支撑肋分隔。各机翼的内表面均与支撑肋的外型面粘接；在各气室内均有伸缩杆组，并且各气室的缩杆组中的伸缩杆的管径不同，使各气室的伸缩杆能够嵌套伸缩。本发明具有气动效率较高、产生的动升力较大，控制和操纵很方便，以及通过调节机翼展长实现不同驻空高度的调节。

Description

一种翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇

技术领域

本发明涉及现代临近空间飞行器的设计领域，具体为一种低速的，机翼展长可变的浮升一体化的新概念平流层飞艇。

背景技术

近年来，在分区域高分辨率长时间实时监控、预警，导弹防御，大气环境监测，噪音控制和环保要求等需求的驱动下，平流层飞艇成为当前国内外非常关注的高空军用、民用信息平台。

传统飞艇的升力完全依赖于自身的静浮力，这种浮空器由于不需要动升力实现留空飞行，很适合长时间驻留在高空执行任务。然而，由于高空空气稀薄，单纯依靠静升力的飞艇尺寸巨大，而巨大的尺寸会超过材料张力的极限，有专家论证，飞艇驻空高度超过25000米后，飞艇的巨大尺寸所引起的蒙皮张力会超出目前世界上最好材料的张力极限。此外，飞艇的设计中为了进行高度调节，往往需要副气囊作为调节手段，但是这样就会带来巨大的附加惯性质量，从而对总体的操纵性和稳定性带来不利影响。

另外，要实现飞艇在不同的载重和不同的大气环境下的长时间驻空要求，目前存在以下难题：1.高空大气密度较之基本海平面低(30000米高空气压降低至海平面标准气压的1.50％)，飞艇内所充气体会膨胀，因此要考虑艇内气体高空膨胀问题；2.高空昼夜温差悬殊，由此引发的飞艇的体积周期性膨胀和收缩问题；3.飞艇在平流层进行上升、下降和姿态调节机动时，由于其庞大的体积，特别容易受到风和湍流的影响。

因此，有必要发展一种新概念的平流层飞艇--既能满足蒙皮材料的张力极限，又能满足长时间驻空所需的高度适应性和机动性的要求。这也为未来我国高驻空高度的平流层飞艇设计提供一种新的方案选择。

谭惠丰等人在公开号为CN 10229848A的中国专利中公开了一种空中展开式飞艇，利用刚柔混合骨架技术，对飞艇进行有效折叠，当飞艇达到预定的工作高度时，通过自动充气装置向充气骨架内填充高压气体，形成具有一定刚度的充气骨架，支撑整个艇体。该飞艇在地面的折叠状态有利于飞艇的停放和发射，从而有效降低蒙皮的材料强度。但是，该飞艇在升空时需要高空气球的辅助，并且由于体积固定，不便于驻空高度的调节。

周雷在公开号为CN 101157384A的中国专利中公开了一种容积可变的飞艇气囊，该发明的优势在于，由于气囊有轴向伸缩装置，当飞艇爬高时，气囊内的相对压力增高时，可通过气囊伸缩装置将气囊的轴向缩短，气囊内的容积随之增大，使气囊囊皮的张力减小，从而可到达保护气囊不被损伤的目的，同时可保证气囊有合适的气动外形，有利于飞行。但是，由于容积的变化范围不大，它的驻空高度变化范围很有限。

发明内容

为克服现有技术中存在的由于体积固定，不便于驻空高度的调节的不足，本发明提出了一种翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇。

本发明包括舱体、有效载荷吊舱、机翼、微型控制系统、充/排气系统和液压系统；采用常规的无人机推进系统；所述推进系统采用螺旋桨推进装置，由太阳能电池提供动力。所述舱体包括一个中央舱体和两个翼梢舱体；所述的两个翼梢舱体分别位于机翼的翼梢处；无人机推进系统中包括12台螺旋桨推进装置，所述12台螺旋桨推进装置均分为三组，分别安装在所述中央舱体和两个翼梢舱体上。所述机翼为包括前翼和后翼的双排式机翼，在各前翼和后翼的内部均有三个沿该前翼和后翼展向分布的气室。各气室之间通过支撑肋分隔，并将所述前翼和后翼的内表面均与所述支撑肋的外型面粘接；在各气室内均有伸缩杆组，并且各气室的缩杆组中的伸缩杆的管径不同，使各气室的伸缩杆能够嵌套伸缩。

所述12台螺旋桨推进装置在所述中央舱体和两个翼梢舱体上的具体安装位置是：

中央舱体上安装有四台所述螺旋桨推进装置，其中两台位于舱体下的吊舱靠前的两侧部位，叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点0.325C处，法向位于距中央舱体前缘点的下方0.42C处。另外两台位于舱体后方，并使该螺旋桨推进装置的叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点1.90C处，法向位于距中央舱体前缘点的0.34C处。

两个翼梢舱体上各安装的四台螺旋桨推进装置均位于所处舱体的后方，其中两台螺旋桨推进装置处于所处翼梢舱体母线以上，另外两台螺旋桨推进装置处于所处翼梢舱体母线以下。所述四台螺旋桨推进装置的叶片转轴在弦向均位于距所处翼梢舱体前缘点1.70C处；两台处于该翼梢舱体母线以上的螺旋桨推进装置的法向位于距所处翼梢舱体前缘点的上方0.28C处，两台处于该翼梢舱体母线以下的螺旋桨推进装置的法向位于距该翼梢舱体前缘点的下方0.28C处。

所述机翼为包括前翼和后翼的双排式机翼；单个机翼的展弦比为20，后掠角为25°。双排式机翼的前翼翼根的前缘点在轴向位于距中央舱体前缘点0.345C处，法向位于距中央舱体前缘点0.28C处，并处于所述中央舱体母线的上方。双排式机翼的后翼位于前翼的后下方位置，与前翼的前缘相比，后翼的前缘在弦向的位置比前翼靠后0.867C，在法向比前翼低0.254C；双排式机翼的前翼翼梢的前缘点在轴向位于距翼梢艇体前缘点0.21C处，法向位于距翼梢艇体前缘点的上方0.18C处；所述的C是翼型弦长。

各前翼或后翼内的支撑肋沿该所处前翼或后翼的展向均布。各支撑肋的外型面与所处位置的前翼的型面相同；在所述各支撑肋上分别有伸缩杆的固定孔。所述支撑肋框的中间粘贴固定有隔膜。

所述各伸缩杆组中均有四根伸缩杆，每根伸缩杆的长度均与前翼内部有三个气室的展向长度相同。各伸缩杆的两端分别密封安装在所述各支撑肋上的固定孔内。所述各伸缩杆一端端盖的中心有通孔，该通孔的孔径与与之配合的伸缩杆的外径相同；另一端端盖的直径大于该伸缩杆的外径，在该伸缩杆的外圆周表面形成了径向凸出的限位台；该限位台的直径与所在的伸缩杆装入的另一组伸缩杆的内径相同。

所述的弹簧有多个，分别固定在位于第二气室中的各伸缩杆端盖的内表面和位于第三气室中各伸缩杆端盖的内表面。当伸展所述机翼前翼的展向长度时，嵌套在前一级伸缩杆组中的各伸缩杆的限位台内端面压缩该弹簧；在收缩所述机翼前翼的展向长度时，各伸缩杆在该弹簧给予的回复力收缩。

在所述前翼或后翼的囊体的内表面上固定有充气软管。所述的充气软管有三根，一端分别连接至机翼前翼内的三个气室内，另一端分别与位于中央舱体内的充气泵连通。

为了克服现有飞艇技术中的不足，本发明提出了一种低速、机翼展长可变的浮升一体化的新概念平流层飞艇。该飞艇采用双排式机翼，气动效率较高；双排式机翼的表面积较大，产生的动升力较大，使得控制和操纵很方便；由于机翼展长可变，便于不同驻空高度的调节。

本发明针对目前临近空间传统飞艇在尺寸约束，驻空高度限制，为克服高空气流阻力和高度变化带来的体积变化适应性低、附加重量大等方面存在的矛盾和问题，本发明提出一种设计使用高度20千米，机翼展长可变的浮升一体化平流层飞艇总体技术方案。该布局形式采用双排式机翼，飞艇除了舱体和充气式机翼内氦气产生的浮升力以外，在螺旋桨的推动下，双排式机翼会产生一定的动升力，动升力的增加降低了设计方案对飞艇浮升力的要求，可有效降低飞艇气囊的尺寸，提高了布局的气动效率和体积利用率。另一方面，通过伸缩伸缩杆控制双排式机翼的展向长度，对飞艇的高度进行调节，由于本发明中机翼展向调节范围大，能够适应飞艇执行不同任务时的不同高度要求，同时也抛去了对副气囊调节的依赖。

舱体主要分为1个中央舱体和2个翼梢舱体。其中中央舱体的底部为有效载荷舱，中央舱体的其他部分与2个翼梢舱体均布置为充气舱以提供浮升力。另外在3个舱体各布置4台大直径螺旋桨作为推进系统，螺旋桨直接与舱体的主结构进行相连，用于飞艇驻空时克服空气阻力，进行机动动作。在翼梢舱体后部布置平尾和垂尾，包括了安定面和舵面。3个舱体均呈流线型，均采用半硬式结构，舱体采用氦气囊和外蒙皮结构，两者之间有预定压力的空气层，一方面有助于漂浮气体的慢性泄露，又起到热量传递缓冲的作用，实现对温度的控制，舱体首尾与有效载荷舱为刚性外框，舱体间利用龙骨相连。舱体上表面均贴有柔性薄膜太阳能电池，将太阳能转化为电能供飞艇设备和推进装置使用。

在机翼两侧的翼梢处的2个翼梢舱体和中央舱体由双排式机翼的上下两个机翼连接起来，机翼与舱体之间力的传导主要通过其连接结构进行传导。其中的连接结构均采用碳纤维复合材料制成。

机翼为带后掠角的充气式双排式机翼，由装有氦气充气气囊组成，气囊形成的机翼关于舱体中轴线左右对称，靠内外的压力差和翼型支撑肋保持外形。排翼内的充气气囊由展向长度相同的3个气室连接组成，可以通过充气系统对气室依次充气，使双排式机翼不断慢慢伸展。翼剖面采用传统的NACA0030翼型，翼型弦长为C，根梢比为1，展弦比为20，后掠角为25°。双排式机翼的后翼在前翼的后下方位置，后翼前缘位于距离前翼前缘弦向后方0.867C，法向下方0.254C位置处。气囊分为外层和内层膜结构，外层膜结构采用英国Lindsrtand气球公司的艇膜材料，该膜强度大，抗老化力强，抗氦渗透力强。在该膜的表面集成了太阳能帆板和电池，用于吸收和储存太阳能以产生电能供推进及控制所需。柔性太阳能帆板采用专用对接膜带和胶合剂粘贴在各翼的上表面。利用机翼展向可伸缩的布局特点，在飞艇上表面布置太阳能面板，使飞艇在平流层执行任务期间可获得持续供应的电源，用于飞艇各种电子设备、舵机和螺旋桨的电力供应。气囊内层膜结构采用聚酯薄膜结构，该膜的强度不高，但是具有极高的阻氦气渗漏能力，柔韧抗弯，耐磨性好，可以保证工作时内气囊在外气囊内部的反复晃荡。

机翼的主要承力结构为与前缘平行的可伸缩的伸缩杆和连接在伸缩杆上的翼型支撑肋。翼型支撑肋和伸缩杆均由碳纤维复合材料制成，伸缩杆通过伸缩实现根据驻空高度调节的需要调节机翼展向长度，再通过控制系统对各个气室进行充气或是排气，从而对整个飞艇的驻空高度进行有效调节。飞艇初始状态时仅对靠近中央舱体的气室进行充气，另外两个气室的气囊的囊体膜结构和支撑肋结构均收起折叠在靠近中央舱体的气室的外侧，伸缩杆伸展时，由液压泵通过液压孔向伸缩杆内的空腔内输送液压油，在液压油的压力作用下伸缩杆逐渐向外滑动，从而带动支撑肋运动。在伸缩杆滑动的同时，通过布置在囊体膜结构内表面的充气软管对双排式机翼的气室充气，从而保证双排式机翼的气动外形；伸缩杆收缩时由控制系统控制液压泵吸收伸缩杆空腔内的液压油，在伸缩杆内部弹簧的弹性回复力作用下，伸缩杆逐渐向中央舱体方向收缩。双排式机翼的这一可逆过程均通过放置在中央舱体内部的控制系统自动控制伸缩杆的伸缩过程和充气、放气过程，通过双排式机翼的伸缩，能够对飞艇的静浮升力和动升力进行调节，从而达到执行不同任务时所需的不同载重不同高度要求。

本发明采用常规的无人机推进和控制系统，推进系统采用螺旋桨推进装置，由太阳能电池提供动力。控制系统位于中央舱体内。由于本发明采用双排式机翼的技术方案，通过充气气囊可获得一定的静浮力，另外在有大气气流的情况下，机翼可获得额外的动升力，由于排式翼的后翼对前翼的下表面处的气流形成阻滞作用，从而增加前翼的升力，并使两个机翼之间的气流得到加速，缓解了后翼下表面的流动分离，降低了气动阻力，提高了整个飞艇的气动效率。因此这种典型机翼外形浮升体的单位特征长度体积效率比传统飞艇式布局大得多。同时额外的动升力可进一步提高飞艇的驻空高度，最客观的是可相应减少静浮力的要求，降低对飞艇蒙皮材料对强度的要求，见附表2，若在20km高空存在30m/s的气流，与仅有静浮力相比，可额外增加近40％的动升力，若气流速度增加至60m/s，则可产生近160％的动升力，其效果十分显著。由于本方案的基本外形具有传统飞行器的布局特征，当需要飞艇在水平范围和高度范围进行机动时，由于动升力的存在，方案具有更大的机动灵活性。

本发明在不同高度的大气环境下，能够通过杆的伸缩变换实现整个飞艇的机翼展长的变化，从而实现浮升力的可控。所述平流层飞艇在不同高度下的空气和氦气的压力、密度以及温度见表1。

附表1:不同高度下空气和氦气的压力、密度以及温度对比图

附表2：驻空高度为20千米时在不同来流条件下机翼产生的动升力

气流速度，m/s	5	10	30	60
					动升力，N	31185.15	128208.08	1212487.24	4861948.97
动升力/静浮力	1.03％	4.21％	39.87％	159.86％

同时，由于设置了可伸缩的伸缩杆，在不同高度的大气环境下，能够通过杆的伸缩实现整个飞艇的展长变化，实现了静浮力和动升力的有效利用，便于满足飞艇执行不同任务时不同高度上的驻空需要。

附图说明

图1是飞艇总体布局等轴示意图；

图2是图1的正视图；

图3是图1的俯视图；

图4是图1的侧视图；

图5是本发明在低空时的正视图；

图6是图5的俯视图；

图7是图5的侧视图；

图8是双排式机翼剖面图；

图9是伸缩杆的结构示意图；

图10是机翼的结构示意图；

图11是伸缩杆与支撑肋的配合示意图；

图12是支撑肋的示意图；

图13是双排式机翼在V＝90m/s，α＝4°的压力云图。图中：

1.舱体；2.螺旋桨推进装置；3.双排式机翼；4.平尾；5.垂尾；6.伸缩杆；7.支撑肋；8.囊体膜结构；9.液压孔；10弹簧；11中央舱体；12翼梢舱体；13.第一气室；14.第二气室；15.第三气室；16.隔膜。

具体实施方式

本实施例是一种双排式机翼布局的平流层飞艇，在不同高度的大气环境下，能够通过伸缩杆的伸缩变换实现整个飞艇的机翼展长的变化，从而实现浮升力的可控。

本实施例包括椭球形的舱体1、螺旋桨推进装置2、双排式机翼3、平尾4、垂尾5、伸缩杆6、支撑肋7、囊体膜结构8、液压孔9、弹簧10和控制系统。其中：

所述舱体分为3个，分别是1个中央舱体11和2个翼梢舱体12，其中中央舱体内底部有有效载荷吊舱。本实施例中，所述的椭球形的中央舱体的长轴和短轴长度分别为2.30C和0.70C，翼梢舱体的长轴的长度和短轴的长度分别为1.80C和0.35C。

本实施例采用常规的无人机推进系统和微型控制系统。其中推进系统采用螺旋桨推进装置，由太阳能电池提供动力。所述的螺旋桨推进装置2共有12个，其叶片半径为8米，均分为三组；三组螺旋桨推进装置分别安装在所述中央舱体11和两个翼梢舱体12上。具体是：

中央舱体11上安装有四台所述螺旋桨推进装置，其中两台位于舱体下的吊舱靠前的两侧部位，叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点0.325C处，法向位于距中央舱体前缘点的下方0.42C处。另外两台位于舱体后方，并使该螺旋桨推进装置的叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点1.90C处，法向位于距中央舱体前缘点的0.34C处。2个翼梢舱体11上各安装有四台螺旋桨推进装置，本实施例以其中的一个翼梢舱体为例描述该翼梢舱体上四台螺旋桨推进装置的安装位置。

微型控制系统、充气和排气系统以及液压系统均布置在中央舱体的内部。

在所述翼梢舱体上，四台螺旋桨推进装置均位于舱体后方，其中的两台螺旋桨推进装置处于该翼梢舱体母线以上，另外两台螺旋桨推进装置处于该翼梢舱体母线以下。所述四台螺旋桨推进装置的叶片转轴在弦向均位于距翼梢舱体前缘点1.70C处；两台处于该翼梢舱体母线以上的螺旋桨推进装置的法向位于距该翼梢舱体前缘点的上方0.28C处，两台处于该翼梢舱体母线以下的螺旋桨推进装置的法向位于距该翼梢舱体前缘点的下方0.28C处。

在所述翼梢舱体后部布置有平尾4和垂尾5。平尾和垂尾的几何外形相同，采用螺钉固定连接在翼梢舱体的表面。平尾的翼剖面和垂尾的翼剖面均采用NACA0030翼型，翼展为0.3C，翼根弦长为0.1C，前缘后掠角为20。，后缘无后掠角。平尾的前缘位于距翼梢舱体的前缘点1.65C处，法向位置与翼梢舱体的前缘点相同。垂尾的前缘位于距翼梢舱体的前缘点1.60C处，法向位于距翼梢舱体前缘点0.27C处，并处于所述翼梢舱体母线的上方。

双排式机翼3是具有后掠角的双排式机翼，对称的分布在中央舱体的两侧。所述双排式机翼的翼剖面采用传统的NACA0030翼型，单个机翼的翼型弦长为C，展弦比为20，后掠角为25°。双排式机翼的前翼翼根的前缘点在轴向位于距中央舱体前缘点0.345C处，法向位于距中央舱体前缘点0.28C处，并处于所述中央舱体母线的上方。双排式机翼的后翼位于前翼的后下方位置，与前翼的前缘相比，后翼的前缘在弦向的位置比前翼靠后0.867C，在法向比前翼低0.254C；双排式机翼的前翼翼梢的前缘点在轴向位于距翼梢艇体前缘点0.21C处，法向位于距翼梢艇体前缘点的上方0.18C处，如附图8所示。气囊膜采用英国Lindsrtand气球公司的艇膜材料，在该膜的表面集成了太阳能电池，用于储存太阳能帆板产生的电能以供推进及控制所需。柔性太阳能帆板也采用专用对接膜带和胶合剂粘贴在各翼的上表面。气囊内层膜结构采用聚酯薄膜结构。

所述前翼内部和后翼内部的结构相同，本实施例中，以前翼为例加以说明。

所述前翼包括前翼囊体8、支撑肋7、伸缩杆6和弹簧10。所述翼型支撑肋和伸缩杆均采用碳纤维复合材料制成。

所述的支撑肋7有四个，沿该机翼前翼的展向分别处于该机翼前翼内的翼根、翼梢和前翼中部，并且各支撑肋之间的距离均等。各支撑肋的外型面与所处位置的前翼的型面相同；前翼囊体的内表面粘接在各支撑肋的外表面上。在所述各支撑肋上分别有伸缩杆6的固定孔。所述支撑肋框的中间粘贴固定有隔膜16，隔膜所用的材料与机翼的膜结构8相同。

所述前翼内部有三个气室，分别为第一气室13、第二气室14和第三气室15。所述各气室是通过支撑肋将该前翼内部的空腔沿展向分隔后得到的。

采用空心圆管制成的伸缩杆6有三组，分别是第一伸缩杆组、第二伸缩杆组和第三伸缩杆组。分别对应的位于前翼内部的第一气室13、第二气室14和第三气室15中。各伸缩杆组中均有四根伸缩杆6，每根伸缩杆的长度均与前翼内部有三个气室的展向长度相同。三组伸缩杆分别位于不同的气室中，并使各伸缩杆的两端分别安装并密封在所述各支撑肋上的固定孔内。

所述三组伸缩杆的管径不相同，并且位于翼根处的第三气室中的第三组伸缩杆的管径最大，位于翼梢处的第一气室中的第一组伸缩杆的管径最小，使第一气室中的伸缩杆6能够嵌装入位于第二气室中的第二组伸缩杆内，所述第二组伸缩杆能够嵌装入第三组伸缩杆内，最终实现该机翼前翼的展向伸缩。所述各伸缩杆之间滑动配合。

所述各伸缩杆6一端端盖的中心有通孔，该通孔的孔径与与之配合的伸缩杆的外径相同；另一端端盖的直径大于该伸缩杆的外径，在该伸缩杆的外圆周表面形成了径向凸出的限位台；该限位台的直径与所在的伸缩杆装入的另一组伸缩杆的内径相同。

本实施例中：所述第三伸缩杆组中，各伸缩杆的内径与第二伸缩杆组中各伸缩杆上的限位台的外径相同；各伸缩杆端盖上通孔的孔径与第二伸缩杆组中各伸缩杆的杆身的外径相同；各伸缩杆的限位凸台的直径与所装入的伸缩杆的内径相同。所述第二伸缩杆组中，各伸缩杆的内径与第一伸缩杆组中各伸缩杆上的限位台的外径相同；各伸缩杆端盖上通孔的孔径与第一伸缩杆组中各伸缩杆的杆身的外径相同。所述第一伸缩杆组中，各伸缩杆端盖上无通孔。

所述的弹簧10有多个，分别固定在第二伸缩杆组中各伸缩杆端盖的内表面和第三伸缩杆组中各伸缩杆端盖的内表面。当伸展所述机翼前翼的展向长度时，嵌套在前一级伸缩杆组中的各伸缩杆的限位台内端面压缩该弹簧；在收缩所述机翼前翼的展向长度时，各伸缩杆在该弹簧给予的回复力收缩。

本实施例通过在机翼前翼内设置独立的三个气室，在需要调节飞艇的驻空高度时，能够分段对气室进行充气，以满足不同高度的浮力要求。在不同的高度空间，通过伸缩杆的伸缩带动与之固连的支撑肋作展向的移动，进而通过该支撑肋带动前翼囊体作展向的伸缩，从而改变机翼的展长。

所述机翼前翼的充气软管布置在囊体的内表面上。所述的充气软管有三根，一端分别连接至机翼前翼内的三个气室内，另一端分别与位于中央舱体内的充气泵连通。所述充气软管均采用软管。

本实施例中，通过对囊体充气以保持机翼的外形。在不同的高度空间，囊体内的氦气压力比囊体外的大气压力高5％以保证囊体的机翼外形。在地面附近，只对靠近翼根段的囊体充气，充气展开后的飞艇整体外观如图5～7所示。在高度升高以后，空气密度减小，充气系统对机翼的各个气室充气，三个气室完全展开后的飞艇整体外观如图1～4所示。在需要降低驻空高度时，控制系统通过液压泵将液压油吸入泵内，同时对机翼的各个气室排气，伸缩杆在弹簧的回复力作用下收缩。

飞艇初始状态时仅对靠近中央舱体的气室进行充气，另外两个气室的气囊的囊体膜结构和支撑肋结构均收起折叠在靠近中央舱体的气室的外侧，伸缩杆伸展时，由液压泵通过液压孔向伸缩杆内的空腔内输送液压油，在液压油的压力作用下伸缩杆逐渐向外滑动，从而带动支撑肋运动。在伸缩杆运动的同时，通过布置在囊体膜结构内表面的充气软管对双排式机翼的气室充气，从而保证双排式机翼的气动外形；伸缩杆收缩时由控制系统控制液压泵吸收伸缩杆空腔内的液压油，在伸缩杆内部弹簧的弹性回复力作用下，伸缩杆逐渐向中央舱体方向收缩。双排式机翼的这一可逆过程均通过放置在中央舱体内部的控制系统自动控制伸缩杆的伸缩过程和充气、放气过程，通过双排式机翼的伸缩，可对飞艇的静浮升力和动升力进行调节，从而达到执行不同任务时所需的不同载重不同高度要求。

由于本发明采用的技术方案，使双排式机翼中的后翼对前翼的下表面处的气流形成阻滞作用，从而增加前翼的升力，并使两个机翼之间的气流得到加速，缓解了后翼下表面的流动分离，降低了气动阻力，提高了整个飞艇的气动效率，如图13所示。在有大气气流速度情况下，可以获得额外的动升力，便于进一步提高驻空高度。由于本方案的基本外形具有传统飞机的布局特征，当需要飞艇在水平范围和高度范围进行机动时，由于动升力的存在，本方案的飞艇具有很大的操纵灵活性，详见附表2。

另一方面，由于采用了伸缩杆，在不同高度的大气环境下，通过调节伸缩杆的长度以实现整个飞艇的展长变化，实现了浮力的可控，并且避免了传统布局经常遇到的材料超出极限的情况。通过合理运用机翼组合体的特征，设计出杠杆式总体支撑结构形式，有效传力和承力，达到结构高利用率的目的。通过在支撑结构上合理布局包括平尾和垂尾的操纵面，由于展长较大，操纵力矩也很大，很容易达到姿态控制和操纵飞艇的目的。

Claims (7)

1.一种翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，包括舱体、有效载荷吊舱、机翼、微型控制系统、充/排气系统和液压系统；采用常规的无人机推进系统；所述推进系统采用螺旋桨推进装置，由太阳能电池提供动力；其特征在于，所述舱体包括一个中央舱体和两个翼梢舱体；所述的两个翼梢舱体分别位于机翼的翼梢处；无人机推进系统中包括12台螺旋桨推进装置，所述12台螺旋桨推进装置均分为三组，分别安装在所述中央舱体和两个翼梢舱体上；所述机翼为包括前翼和后翼的双排式机翼，在各前翼和后翼的内部均有三个沿该前翼和后翼展向分布的气室；各气室之间通过支撑肋分隔，并将所述前翼和后翼的内表面均与所述支撑肋的外型面粘接；在各气室内均有伸缩杆组，并且各气室的缩杆组中的伸缩杆的管径不同，使各气室的伸缩杆能够嵌套伸缩。

2.如权利要求1所述翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，其特征在于，所述12台螺旋桨推进装置在所述中央舱体和两个翼梢舱体上的具体安装位置是：

中央舱体上安装有四台所述螺旋桨推进装置，其中两台位于舱体下的吊舱靠前的两侧部位，叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点0.325C处，法向位于距中央舱体前缘点的下方0.42C处；另外两台位于舱体后方，并使该螺旋桨推进装置的叶片的转轴在弦向位于距中央舱体前缘点1.90C处，法向位于距中央舱体前缘点的0.34C处；

两个翼梢舱体上各安装的四台螺旋桨推进装置均位于所处舱体的后方，其中两台螺旋桨推进装置处于所处翼梢舱体母线以上，另外两台螺旋桨推进装置处于所处翼梢舱体母线以下；所述四台螺旋桨推进装置的叶片转轴在弦向均位于距所处翼梢舱体前缘点1.70C处；两台处于该翼梢舱体母线以上的螺旋桨推进装置的法向位于距所处翼梢舱体前缘点的上方0.28C处，两台处于该翼梢舱体母线以下的螺旋桨推进装置的法向位于距该翼梢舱体前缘点的下方0.28C处。

3.如权利要求1所述翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，其特征在于，所述机翼为包括前翼和后翼的双排式机翼；单个机翼的展弦比为20，后掠角为25°；双排式机翼的前翼翼根的前缘点在轴向位于距中央舱体前缘点0.345C处，法向位于距中央舱体前缘点0.28C处，并处于所述中央舱体母线的上方；双排式机翼的后翼位于前翼的后下方位置，与前翼的前缘相比，后翼的前缘在弦向的位置比前翼靠后0.867C，在法向比前翼低0.254C；双排式机翼的前翼翼梢的前缘点在轴向位于距翼梢艇体前缘点0.21C处，法向位于距翼梢艇体前缘点的上方0.18C处；所述的C是翼型弦长。

4.如权利要求1所述翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，其特征在于，各前翼或后翼内的支撑肋沿该所处前翼或后翼的展向均布；各支撑肋的外型面与所处位置的前翼的型面相同；在所述各支撑肋上分别有伸缩杆的固定孔；所述支撑肋框的中间粘贴固定有隔膜。

5.如权利要求1所述翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，其特征在于，所述各伸缩杆组中均有四根伸缩杆，每根伸缩杆的长度均与前翼内部有三个气室的展向长度相同；各伸缩杆的两端分别密封安装在所述各支撑肋上的固定孔内；所述各伸缩杆一端端盖的中心有通孔，该通孔的孔径与与之配合的伸缩杆的外径相同；另一端端盖的直径大于该伸缩杆的外径，在该伸缩杆的外圆周表面形成了径向凸出的限位台；该限位台的直径与所在的伸缩杆装入的另一组伸缩杆的内径相同。

6.如权利要求1所述翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，其特征在于，所述的弹簧有多个，分别固定在位于第二气室中的各伸缩杆端盖的内表面和位于第三气室中各伸缩杆端盖的内表面；当伸展所述机翼前翼的展向长度时，嵌套在前一级伸缩杆组中的各伸缩杆的限位台内端面压缩该弹簧；在收缩所述机翼前翼的展向长度时，各伸缩杆在该弹簧给予的回复力收缩。

7.如权利要求1所述翼展可变的充气式浮升一体化平流层飞艇，其特征在于，在所述前翼或后翼的囊体的内表面上固定有充气软管；所述的充气软管有三根，一端分别连接至机翼前翼内的三个气室内，另一端分别与位于中央舱体内的充气泵连通。