CN107685868A - 一种高亚音速隐身无人机 - Google Patents

一种高亚音速隐身无人机 Download PDF

Info

Publication number
CN107685868A
CN107685868A CN201710696411.2A CN201710696411A CN107685868A CN 107685868 A CN107685868 A CN 107685868A CN 201710696411 A CN201710696411 A CN 201710696411A CN 107685868 A CN107685868 A CN 107685868A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wing
unmanned plane
air intake
intake duct
scissors
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710696411.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107685868B (zh
Inventor
叶尚军
孙星
国立强
杨涛
杨玉亮
娄斌
曾丽芳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Zhejiang University ZJU
Original Assignee
Zhejiang University ZJU
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Zhejiang University ZJU filed Critical Zhejiang University ZJU
Priority to CN201710696411.2A priority Critical patent/CN107685868B/zh
Publication of CN107685868A publication Critical patent/CN107685868A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107685868B publication Critical patent/CN107685868B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/40—Varying angle of sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/56—Folding or collapsing to reduce overall dimensions of aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/10—Constructional aspects of UAVs for stealth, e.g. reduction of cross-section detectable by radars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/11—Propulsion using internal combustion piston engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft

Abstract

本发明公开了一种高亚音速隐身无人机，包括无人机机体、可折叠机翼和可折叠尾翼、可收放进气道。无人机本体采用隐身设计；机翼采用上单翼布局，折叠方式采用旋转式折叠，机翼往机尾方向收起；尾翼采用V型布局，折叠时贴着机身侧面往机头方向旋转。为了适应机翼、尾翼的布局，方便其放置与固定，机身采用一体化设计，其背部与水平面平行，机身侧面与V型尾翼的上反角一致。进气道在机翼打开之前收缩于机体内部，以利于运输和挂载。本发明具有优异的隐身性能和高亚音速巡航能力，弥补了小型无人机因其速度慢突防能力弱的缺陷，同时能在母机有限的运载空间里装载更多无人机。

Description

一种高亚音速隐身无人机
技术背景
本发明涉及飞行器领域，特指一种高亚音速隐身可折叠的无人机。
背景技术
无人机在现代战争中的作用越来越重要。目前，无人机在军事领域的应用主要有：无人靶机、无人侦察机、通信中继、无人攻击机等；无人机另外一个发展方向为利用小型无人机，采用智能集群，协同组网技术，以较低的性价比对目标实现侦查、干扰、精确打击等功能。但中小型无人机载重能力有限，速度和航程受到限制，往往无法执行远距离任务；且小型无人机因其速度慢突防能力弱，在进入敌方区域被发现和击落的风险较高。
为了有效发挥小型无人机的特点，可提高无人机本体的隐身性能和巡航能力，并利用导弹或者大型运输机等进行远程投放小型无人机，一方面弥补小型无人机航程航时不足的劣势，另一方面利用导弹或者运输机的突防能力将无人机集群有效运输到敌方区域，大大减小被发现击落概率。如申请号为200620094175.4的实用新型专利公开的高亚音速无人机，所采用的气动外形，在较长的续航时间基础上，时速可达800km/h。但该无人机机翼后掠角不可变，不能适应不同的巡航速度，且飞机外形未考虑隐身设计。而申请号为201410303976.6的发明专利公开的折叠翼无人机，携带和弹射时呈收缩状态且在飞行时机翼呈展开状，提供了一种结构简单紧凑的便携式折叠翼无人机，但飞行采用螺旋桨推进，飞行速度较低，无法满足特殊作战需求。本发明提出的高亚音速无人机，采用涡喷发动机作为动力装置，不仅具有可折叠功能，大大节省了存储空间，同时隐身技术与变后掠角设计结合，能够大大提高其战场生存率与飞行稳定性。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术中存在的问题，结合无人机隐身技术、折叠翼技术等技术，提出了一款可折叠后远程投放、可变后掠角的高亚音速隐身无人机。与传统小型无人机相比，该无人机具有大跨度速率飞行能力、优越的隐身性能，突防能力强等特点，具有非常强的实战能力。
为实现上述发明目的，本发明采用的技术方案如下：
高亚音速隐身无人机，其包括机体、机翼、尾翼和进气道，所述的机翼、尾翼和进气道固定于机体上，所述的机翼采用上单翼布局，尾翼采用V型布局，机身侧面与V型尾翼的上反角一致；机翼、尾翼分别铰接于机体上，其中机翼通过机翼折叠装置与机体相连，机翼折叠装置用于往机尾方向水平旋转收起机翼或调整机翼后掠角；进气道采用S形弯道结构，其一端连接发动机进气口，进气道下方设有用于收放进气道的收放机构，进气道在收缩状态下折叠于机体内部和机翼下方。
作为优选，所述的机体采用隐身设计，机头采用橄榄体外形。
作为优选，所述的机翼折叠装置包括错位凹槽机构，所述的错位凹槽机构包含上旋体和下旋体，上旋体和下旋体之间通过向上倾斜的螺旋槽面相接触，两者在相对旋转过程中上旋体能够相对下旋体向上抬升；两侧的机翼各自通过固定夹板分别固接于上旋体、下旋体上，下翼转轴为空心柱体结构，下旋体通过下翼转轴与第二从动齿轮固接，上翼转轴同轴嵌套并贯穿下翼转轴和第二从动齿轮，且两条轴之间能够相对转动；上旋体通过上翼转轴与第一从动齿轮中心固接；第一从动齿轮、第二从动齿轮分别与第一主动齿轮、第二主动齿轮啮合传动，第一主动齿轮和第二主动齿轮各自由一个驱动电机驱动旋转。
进一步的，两侧机翼在展开状态时，上旋体和下旋体在纵向上的距离最小，两侧机翼处于同一平面上；两侧机翼在收缩过程中，上旋体和下旋体在纵向上的距离变大；两侧机翼旋至完全收缩状态时，上旋体和下旋体距离需满足使两侧机翼上下层叠不会互相干涉。
与传统折叠装置相比，该折叠装置采用电机驱动，可实现智能调节，结构简单、紧凑；齿轮传动，可靠度高；两侧机翼通过层叠设计，进一步节约了存储空间；独特的错位凹槽设计，将两个方向的运动集成到一个装置上，大大降低了机构复杂度，提高了效率。
作为优选，所述的收放机构包括剪叉机构底座、滑移铰支座、升降滑块、滑杆、固定剪叉杆、滑移剪叉杆、电机、滚珠丝杠、推举平台、抱箍、过渡挡板、限位孔、滑动轴；固定剪叉杆和滑移剪叉杆之间铰接形成剪叉机构，剪叉机构顶部固定有推举平台，推举平台通过抱箍与进气道相连并进行传力；表面平滑的过渡挡板一端在进气道入口处与进气道固接，在进气道被弹出时，过渡挡板的另一端搭接于机身上，实现与机身的平滑过渡；所述的剪叉机构底座上固接有滑移铰支座和垂直的滑杆，滑移铰支座上开设有水平的滑槽，固定剪叉杆末端与滑移铰支座铰接，滑移剪叉杆末端穿有一条滑动轴，滑动轴穿过所述的滑槽；滑动轴上开设有一螺纹孔，所述的滚珠丝杠一端与电机相连并由其驱动，另一端穿过限位孔后与所述螺纹孔相连，用于驱动滑动轴在滑槽中水平滑动，实现剪叉机构的升降；升降滑块与滑杆构成移动副，且升降滑块与推举平台固连使两者在竖直方向位移同步。
收放机构采用剪叉式升降机构，电机驱动，过程可控制，解决了机翼收放与进气道会产生干涉的问题。本发明提出的可收放式进气道在无人机处于运输状态时，进气道收放于机体内部；当无人机处于工作状态时，进气道通过升降机构平行上升至与机身贴合，发动机启动，开始正常工作。
作为优选，所述的剪叉机构和滑移铰支座均有两个，对称分布于滚珠丝杠的两侧，两个剪叉机构底部的滑移剪叉杆末端在同一条滑动轴驱动下同步运动。
作为优选，所述的抱箍紧箍于进气道外围，其下方通过铰接方式与推举平台连接传动。
作为优选，所述的限位孔固定于剪叉机构底座上，用于保证滚珠丝杠一直处于电机轴线位置。
作为优选，机翼后掠角变化范围为15～45°，所述的上反角优选为50°。
与现有技术相比，本发明具有如下优点：
本发明提出的高亚音速无人机，机翼、尾翼以及进气道进行折叠收放设计，减小无人机运载时所占空间，从而使大规模投放无人机集群成为可能。
其次，主机翼能根据不同的速度、航程要求进行自适应变后掠角：高速度时机翼采用较大的后掠角，减少激波阻力，提高飞行稳定性；对航时要求较高的场景下，机翼采用较小的后掠角，增强续航能力，如侦察类、中继类无人机。同时隐身技术与变后掠角设计结合，能够大大提高其战场生存率与飞行稳定性。
附图说明
图1为无人机处于打开状态的俯视图；
图2为无人机处于打开状态的侧视图；
图3为无人机处于打开状态的正视图；
图4为无人机处于折叠状态的俯视图；
图5为无人机机翼折叠装置结构示意图；
图6为无人机机翼折叠装置后视图；
图7为无人机机翼折叠装置左视图；
图8为无人机机翼折叠状态示意图；
图9为无人机机翼折叠装置剖面图；
图10为进气道收放机构示意图(收放状态)；
图11为进气道收放机构右视图(收放状态)；
图12为剪叉式机构处于伸展状态时示意图；
图13为进气道弹出状态示意图；
图14为进气道收放状态示意图；
图15为单层剪叉式机构几何关系图。
图中：机身1、机翼2、尾翼3、进气道4、驱动电机21、第一从动齿轮22、第一主动齿轮23、上翼转轴24、下翼转轴25、固定夹板26、电机固定插销28、第二从动齿轮29、第二主动齿轮210、剪叉机构底座41、滑移铰支座42、升降滑块43、滑杆44、固定剪叉杆45、滑移剪叉杆46、电机47、滚珠丝杠48、推举平台49、抱箍410、过渡挡板411、限位孔413、滑动轴414。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步阐述和说明。本发明中各个实施方式的技术特征在没有相互冲突的前提下，均可进行相应组合。
该无人机能够实现折叠状态与打开状态的切换。
如图1和2所示，为一种高亚音速隐身无人机的打开状态，其包括机体1、机翼2、尾翼3和进气道4。机翼2、尾翼3和进气道4固定于机体1上。无人机本体采用隐身设计，由于橄榄体的雷达散射面积(RCS)比椭球体或者球体低，机头采用与中心轴线成25°角的橄榄体。机翼2、尾翼3分别铰接于机体1上，机翼2采用上单翼布局，为增加无人机巡航时的稳定性。其中机翼2通过机翼折叠装置与机体相连，机翼2能根据不同的速度、航程要求进行自适应变后掠角，作为优选，后掠角变化范围为15～45°；折叠方式采用旋转式折叠，机翼2往机尾方向收起。如图3所示，尾翼3为V型尾翼，作为优选，前缘后掠角变化范围为15～45°，外形为梯形，折叠时贴着机身侧面往机头方向旋转。为了适应机翼2、尾翼3的布局，方便其放置与固定，机身1采用一体化设计，其背部与水平面平行，机身侧面与V型尾翼3的上反角一致作为优选，与水平面呈50°角，进一步减小了无人机折叠状态下的所需存储空间。无人机完全折叠状态如图4所示。
机翼2和尾翼3均采用高速翼型，从而机翼2和尾翼3的前缘半径都较小，小于雷达波波长，机翼2、尾翼3前缘、后缘产生类似于尖劈的绕射，而雷达波边缘的绕射远远小于镜面反射的强度，因此能有效增强隐身性能。
由于S形弯道进气道能有效遮挡压气机，增加进气道的长度，使电磁波不能直接照射到压气机，有效降低雷达散射面积(RCS)，因此进气道4采用S形弯道。进气道4一端连接发动机进气口，进气道4下方设有用于收放进气道4的收放机构，可以通过收放机构将进气道4折叠于机体1内部和机翼2下方，也可以将其弹出机身上表面。
如图5～7所示，机翼折叠装置包括两侧机翼2和错位凹槽机构，错位凹槽机构用于使上翼转轴24、下翼转轴25之间能够在转动的同时，实现机翼的上下相对运动。错位凹槽机构由一个上旋体和一个下旋体组成，两侧的机翼2各自通过固定夹板26分别固接于上旋体、下旋体上，固定夹板26与机翼之间至少有两对固定插销，另外一侧同理。上旋体和下旋体之间通过向上倾斜的螺旋槽面相接触。由于螺旋槽面是呈倾斜状态的，因此两者在相对旋转过程中，上旋体能够沿着螺旋槽面相对下旋体向上抬升。
下翼转轴25为空心柱体结构，下旋体通过下翼转轴25与第二从动齿轮29固接，本实施例中下翼转轴25和下旋体可采用一体化加工。上翼转轴24同轴嵌套并贯穿下翼转轴25和第二从动齿轮29的中心，上翼转轴24与第二从动齿轮29之间通过轴承连接，上翼转轴24和下翼转轴25之间具有环形缝隙，且环形缝隙中填充有润滑油，因此两条轴之间能够相对转动。上旋体通过上翼转轴24与第一从动齿轮22中心固接，上翼转轴24与第一从动齿轮22的中心孔横截面均为六边形。第一从动齿轮22、第二从动齿轮29分别与第一主动齿轮23、第二主动齿轮210啮合传动，第一主动齿轮23和第二主动齿轮210各自由一个驱动电机21驱动旋转。驱动电机21通过电机固定插销28固定于无人机机体上，保持位置不变。
两侧机翼2在完全展开状态时，上旋体和下旋体的接触面完全密合，两者在纵向上的距离最小，保持两侧机翼2处于同一平面上。而两侧机翼2在收缩过程中，上旋体和下旋体在纵向上的距离变大，使两侧机翼2在竖向高度上逐渐错开。两侧机翼2旋至如图8所示的完全收缩状态时，两侧机翼2上下层叠，尽可能减少占用空间，此时上旋体和下旋体距离需满足使两侧机翼2上下层叠不会互相干涉。
本装置中，驱动电机21驱动第一主动齿轮23转动，带动与之啮合的第一从动齿轮22转动；第一从动齿轮22通过自身转动带动与之固接的上翼转轴24和上旋体旋转；最后，上旋体带动机翼2旋转。另一个电机驱动第二主动齿轮210转动，带动与之啮合的第二从动齿轮29转动；第二从动齿轮29通过自身转动带动与之固接的下翼转轴25和下旋体旋转；最后，下旋体带动另一侧机翼旋转，变后掠角可通过调节齿轮转动角实现。由于在错位凹槽机构的作用下，上翼转轴24、下翼转轴25之间会出现高度差的变化，因此装置中配合传动的各主动齿轮、从动齿轮的厚度必须大于两侧机翼开合过程中的最大高度差，以保证齿轮间的稳定啮合。两副主动齿轮与从动齿轮的半径比均为1:4，以减小电机输出功率。为了减少重量，从动齿轮采用镂空结构。
如图7所示，本装置具有两套驱动机构，驱动电机21驱动上机翼2折叠，另外一个驱动电机驱动下机翼折叠。值得注意的是，采用错位凹槽设计之后，双侧机翼必须同步折叠，即要求两个驱动电机必须实现统一控制、同步运行，最大效率地利用驱动电机输出功。
如图9所示，通过机翼转轴剖面图可以清晰地看到内部工作机构。上翼转轴24为从上向下贯通，而下翼转轴25为圆环机构，与上翼转轴24同轴旋转，两者内部因为留有缝隙，润滑油在其间做圆柱环形缝隙流动，为典型的压差-剪切流动，该流动将引起一定的功率损失，因此本领域工程师需选择使总功率损失最小的间隙高度h。推荐的计算公式为：
μ--动力粘度(Pa·s)
U--轴向速度(m/s)
l--特征长度(m)
Δp--压差(Pa)
如图10～13所示，收放机构包括剪叉机构底座41、滑移铰支座42、升降滑块43、滑杆44、固定剪叉杆45、滑移剪叉杆46、电机47、滚珠丝杠48、推举平台49、抱箍410、过渡挡板411、限位孔413、滑动轴414。
该进气道4采用S形弯道结构，进气道机构分为收放状态与弹出状态，状态的转换是由剪叉机构来切换的。
剪叉机构由3组固定剪叉杆45和滑移剪叉杆46相互之间铰接形成，共两组，两组同步升降以提高整体稳定性。
剪叉机构顶部通过带有滑槽的滑移铰支座42与推举平台49相连，抱箍410紧箍于进气道4外围，其下方端部通过铰接方式与推举平台49连接传动。进气道4在推举平台49的推动下实现上下升降。进气道4上覆盖有一块表面平滑的过渡挡板411，当进气道弹出时，该挡板能实现与机身的平滑过渡，避免过大的压差阻力形成。过渡挡板411一端在进气道入口处与进气道4固接，另一端以向下的坡度向机身延伸，在进气道4被弹出时，过渡挡板411的另一端搭接于机身上。该进气道结构能够在弹出状态下与机身进行光滑过渡设计，最大程度与机身贴合，进气道4入口到发动机进气口之间各横截面平滑过渡，垂直中心线的各截面面积连续变化，以此有效降低进气道的雷达散射强度。
剪叉机构底座41作为整个机构的支撑组件，其上由多组螺栓固接有两个滑移铰支座42和两条垂直的滑杆44，滑移铰支座42上开设有水平的滑槽，固定剪叉杆45末端与滑移铰支座42铰接，滑移剪叉杆46末端穿有一条滑动轴414，滑动轴414的两端分别位于两侧滑移铰支座42上的滑槽中。滑动轴414上开设有一螺纹孔，限位孔413固定于剪叉机构底座41上，用于保证滚珠丝杠48一直处于电机47轴线位置。滚珠丝杠48位于两个滑移铰支座42中间，滚珠丝杠48一端与电机47相连并由其驱动，另一端穿过限位孔413后与螺纹孔相配合连接。电机的转动能够驱动滚珠丝杠48转动，继而带动滑动轴414在在滑槽中水平滑动，实现剪叉机构的升降。升降滑块43与滑杆4构成移动副，且升降滑块43与推举平台49通过螺栓或者通过与滑杆44同轴嵌套的套杆固连，使两者在竖直方向位移同步。升降滑块43保证了剪叉机构竖直方向运动在同一直线上。
如图10和图11所示，收放状态下，电机47带动滚珠丝杠48转动，滚珠丝杠48通过螺纹连接带动滑动轴414，使其在滑移铰支座42上的滑槽中做水平运动，剪叉机构将水平运动转化为固定剪叉杆45与滑移剪叉杆46之间的相对转动，该转动向上推动了推举平台49，且带动了升降滑块43向上同步运动，最终，推举平台49通过铰接装置推动抱箍410，实现进气道4竖直方向的升举运动，剪叉机构的伸展状态如图12所示。
图13为收放状态的三维示意图，经过电机做功、剪叉机构传动之后，进气道整体上移，露出机身，呈现弹出状态，如图14所示。
本实施例中优选采用了三层剪叉式机构，以单层剪叉式机构为例来说明该机构运行机理。如图15所示，l为剪叉臂的臂长，a为首铰链点与末铰链点的距离，α为剪叉臂与水平方向所夹锐角。该机构l的值为48.5mm，在该机构的运动过程中，夹角α的变化范围为：20.5°≤α≤60°。当α＝20.5°的时候，机构在竖直方向降到最低，当α＝60°的时候，机构在竖直方向升到最高位置，从而实现竖直方向的升举运动，从几何关系可以得到升降的最大垂直距离为：
Δh＝h1-h2＝lsinα1-lsinα2
其中l＝48.5mm，α1＝60°，α2＝20.5°，从而得到一层剪叉机构的升举高度为25mm，则三层机构的升举高度为3Δh＝75mm.
机构运动过程中的水平位移可通过以下关系式得到：
Δa＝lcosα2-lcosα1＝21.18mm，可以得到三层剪叉式机构的水平位移与竖直位移的比为1:3.54。
当然，本领域技术人员可以根据需求对上述传动参数进行修改。
该进气道结构可运用于无人机中，在无人机处于运输状态时，进气道收放于机体内部；当无人机处于工作状态时，进气道通过升降机构平行上升至与机身贴合，发动机启动，开始正常工作。
当无人机离开母机，进入飞行状态，机翼2双侧同步向机头方向旋转打开至指定后掠角。为避免机翼1打开时会与尾翼3、进气道4产生干涉，因此尾翼3和进气道4在打开时间上存在滞后。进气道4设计成可收放式的，在投放前，进气道4收于机体1后舱里，折叠机翼2打开后，进气道4弹出后舱。
以上所述的实施例只是本发明的一种较佳的方案，然其并非用以限制本发明，凡采取等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种高亚音速隐身无人机，其特征在于，包括机体(1)、机翼(2)、尾翼(3)和进气道(4)，所述的机翼(2)、尾翼(3)和进气道(4)固定于机体(1)上，所述的机翼(2)采用上单翼布局，尾翼(3)采用V型布局，机身侧面与V型尾翼(3)的上反角一致；机翼(2)、尾翼(3)分别铰接于机体(1)上，其中机翼(2)通过机翼折叠装置与机体相连，机翼折叠装置用于往机尾方向水平旋转收起机翼(2)或调整机翼后掠角；进气道(4)采用S形弯道结构，其一端连接发动机进气口，进气道(4)下方设有用于收放进气道(4)的收放机构，进气道(4)在收缩状态下折叠于机体(1)内部和机翼(2)下方。
2.如权利要求1所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的机体(1)采用隐身设计，机头采用橄榄体外形。
3.如权利要求1所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的机翼折叠装置包括错位凹槽机构，所述的错位凹槽机构包含上旋体和下旋体，上旋体和下旋体之间通过向上倾斜的螺旋槽面相接触，两者在相对旋转过程中上旋体能够相对下旋体向上抬升；两侧的机翼(2)各自通过固定夹板(26)分别固接于上旋体、下旋体上，下翼转轴(25)为空心柱体结构，下旋体通过下翼转轴(25)与第二从动齿轮(29)固接，上翼转轴(24)同轴嵌套并贯穿下翼转轴(25)和第二从动齿轮(29)，且两条轴之间能够相对转动；上旋体通过上翼转轴(24)与第一从动齿轮(22)中心固接；第一从动齿轮(22)、第二从动齿轮(29)分别与第一主动齿轮(23)、第二主动齿轮(210)啮合传动，第一主动齿轮(23)和第二主动齿轮(210)各自由一个驱动电机(21)驱动旋转。
4.如权利要求3所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，两侧机翼(2)在展开状态时，上旋体和下旋体在纵向上的距离最小，两侧机翼(2)处于同一平面上；两侧机翼(2)在收缩过程中，上旋体和下旋体在纵向上的距离变大；两侧机翼(2)旋至完全收缩状态时，上旋体和下旋体距离需满足使两侧机翼(2)上下层叠不会互相干涉。
5.如权利要求1所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的收放机构包括剪叉机构底座(41)、滑移铰支座(42)、升降滑块(43)、滑杆(44)、固定剪叉杆(45)、滑移剪叉杆(46)、电机(47)、滚珠丝杠(48)、推举平台(49)、抱箍(410)、过渡挡板(411)、限位孔(413)、滑动轴(414)；固定剪叉杆(45)和滑移剪叉杆(46)之间铰接形成剪叉机构，剪叉机构顶部固定有推举平台(49)，推举平台(49)通过抱箍(410)与进气道(4)相连并进行传力；表面平滑的过渡挡板(411)一端在进气道入口处与进气道(4)固接，在进气道(4)被弹出时，过渡挡板(411)的另一端搭接于机身上，实现与机身的平滑过渡；所述的剪叉机构底座(41)上固接有滑移铰支座(42)和垂直的滑杆(44)，滑移铰支座(42)上开设有水平的滑槽，固定剪叉杆(45)末端与滑移铰支座(42)铰接，滑移剪叉杆(46)末端穿有一条滑动轴(414)，滑动轴(414)穿过所述的滑槽；滑动轴(414)上开设有一螺纹孔，所述的滚珠丝杠(48)一端与电机(47)相连并由其驱动，另一端穿过限位孔(413)后与所述螺纹孔相连，用于驱动滑动轴(414)在滑槽中水平滑动，实现剪叉机构的升降；升降滑块(43)与滑杆(44)构成移动副，且升降滑块(43)与推举平台(49)固连使两者在竖直方向位移同步。
6.如权利要求5所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的剪叉机构和滑移铰支座(42)均有两个，对称分布于滚珠丝杠(48)的两侧，两个剪叉机构底部的滑移剪叉杆(46)末端在同一条滑动轴(414)驱动下同步运动。
7.如权利要求5所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的抱箍(410)紧箍于进气道(4)外围，其下方通过铰接方式与推举平台(49)连接传动。
8.如权利要求5所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的限位孔(413)固定于剪叉机构底座(41)上，用于保证滚珠丝杠(48)一直处于电机(47)轴线位置。
9.如权利要求1所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，机翼后掠角变化范围为15～45°。
10.如权利要求1所述的高亚音速隐身无人机，其特征在于，所述的上反角为50°。
CN201710696411.2A 2017-08-15 2017-08-15 一种高亚音速隐身无人机 Active CN107685868B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710696411.2A CN107685868B (zh) 2017-08-15 2017-08-15 一种高亚音速隐身无人机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710696411.2A CN107685868B (zh) 2017-08-15 2017-08-15 一种高亚音速隐身无人机

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107685868A true CN107685868A (zh) 2018-02-13
CN107685868B CN107685868B (zh) 2023-12-12

Family

ID=61153380

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710696411.2A Active CN107685868B (zh) 2017-08-15 2017-08-15 一种高亚音速隐身无人机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107685868B (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108583849A (zh) * 2018-05-25 2018-09-28 中国航天空气动力技术研究院 一种超声速静音无人机气动布局
CN109204782A (zh) * 2018-09-07 2019-01-15 佛山皖和新能源科技有限公司 一种新型固定翼可调节无人机结构
CN110467043A (zh) * 2019-08-06 2019-11-19 广东永强奥林宝国际消防汽车有限公司 一种车载水带自动收卷和整理系统
CN111086641A (zh) * 2019-12-11 2020-05-01 贵州理工学院 可折叠装置及包含可折叠装置的点播播种无人机
CN111348176A (zh) * 2018-12-20 2020-06-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 变后掠无人机调节机构
CN113665787A (zh) * 2021-09-24 2021-11-19 肇庆市海特复合材料技术研究院 一种复合材料无人机机翼结构
CN115432171A (zh) * 2022-11-07 2022-12-06 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种适用于高亚声速运输机的后置推进桁架支撑机翼布局

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2212648A1 (de) * 1972-03-16 1973-09-20 Messerschmitt Boelkow Blohm Antrieb fuer schwenkfluegel
RU63771U1 (ru) * 2006-12-26 2007-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Малоразмерный беспилотный летательный аппарат (варианты)
WO2013181722A2 (en) * 2012-06-07 2013-12-12 Krastev Ivan Road-and-air transport vehicle
RU147931U1 (ru) * 2013-10-23 2014-11-20 Иван Иванович Гурков Складываемый аэроплан
US20150028155A1 (en) * 2012-02-13 2015-01-29 Johannes Reiter Wing adjusting mechanism
CN104364154A (zh) * 2012-06-01 2015-02-18 洛高-蒂姆有限责任公司 飞行器,优选无人驾驶的飞行器
CN106114820A (zh) * 2016-07-28 2016-11-16 北京航空航天大学 一种两翼可同步同轴同面变后掠角的无人飞行器变翼机构
KR20170001971A (ko) * 2015-06-29 2017-01-06 한국항공우주산업 주식회사 항공기 날개 접이 장치
CN206327560U (zh) * 2016-12-27 2017-07-14 陕西中科博亿电子科技有限公司 一种用于无人机机翼折叠展开的齿轮传动装置
CN107521708A (zh) * 2017-08-15 2017-12-29 浙江大学 一种可收放进气道机构
CN107685848A (zh) * 2017-08-15 2018-02-13 浙江大学 一种无人机机翼折叠装置
CN207242054U (zh) * 2017-08-15 2018-04-17 浙江大学 一种高亚音速隐身无人机

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2212648A1 (de) * 1972-03-16 1973-09-20 Messerschmitt Boelkow Blohm Antrieb fuer schwenkfluegel
RU63771U1 (ru) * 2006-12-26 2007-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" Малоразмерный беспилотный летательный аппарат (варианты)
US20150028155A1 (en) * 2012-02-13 2015-01-29 Johannes Reiter Wing adjusting mechanism
CN104364154A (zh) * 2012-06-01 2015-02-18 洛高-蒂姆有限责任公司 飞行器,优选无人驾驶的飞行器
WO2013181722A2 (en) * 2012-06-07 2013-12-12 Krastev Ivan Road-and-air transport vehicle
RU147931U1 (ru) * 2013-10-23 2014-11-20 Иван Иванович Гурков Складываемый аэроплан
KR20170001971A (ko) * 2015-06-29 2017-01-06 한국항공우주산업 주식회사 항공기 날개 접이 장치
CN106114820A (zh) * 2016-07-28 2016-11-16 北京航空航天大学 一种两翼可同步同轴同面变后掠角的无人飞行器变翼机构
CN206327560U (zh) * 2016-12-27 2017-07-14 陕西中科博亿电子科技有限公司 一种用于无人机机翼折叠展开的齿轮传动装置
CN107521708A (zh) * 2017-08-15 2017-12-29 浙江大学 一种可收放进气道机构
CN107685848A (zh) * 2017-08-15 2018-02-13 浙江大学 一种无人机机翼折叠装置
CN207242054U (zh) * 2017-08-15 2018-04-17 浙江大学 一种高亚音速隐身无人机

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108583849A (zh) * 2018-05-25 2018-09-28 中国航天空气动力技术研究院 一种超声速静音无人机气动布局
CN109204782A (zh) * 2018-09-07 2019-01-15 佛山皖和新能源科技有限公司 一种新型固定翼可调节无人机结构
CN111348176A (zh) * 2018-12-20 2020-06-30 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 变后掠无人机调节机构
CN110467043A (zh) * 2019-08-06 2019-11-19 广东永强奥林宝国际消防汽车有限公司 一种车载水带自动收卷和整理系统
CN111086641A (zh) * 2019-12-11 2020-05-01 贵州理工学院 可折叠装置及包含可折叠装置的点播播种无人机
CN111086641B (zh) * 2019-12-11 2024-02-02 贵州理工学院 点播播种无人机
CN113665787A (zh) * 2021-09-24 2021-11-19 肇庆市海特复合材料技术研究院 一种复合材料无人机机翼结构
CN113665787B (zh) * 2021-09-24 2023-11-24 肇庆市海特复合材料技术研究院 一种复合材料无人机机翼结构
CN115432171A (zh) * 2022-11-07 2022-12-06 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种适用于高亚声速运输机的后置推进桁架支撑机翼布局
CN115432171B (zh) * 2022-11-07 2023-01-03 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种适用于高亚声速运输机的后置推进桁架支撑机翼布局

Also Published As

Publication number Publication date
CN107685868B (zh) 2023-12-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107685868A (zh) 一种高亚音速隐身无人机
US10538321B2 (en) Tri-rotor aircraft capable of vertical takeoff and landing and transitioning to forward flight
US20200407060A1 (en) Novel aircraft design using tandem wings and a distributed propulsion system
US9896200B2 (en) Vertical takeoff and landing vehicle with increased cruise efficiency
CN205707297U (zh) 固定翼无人机
US20210206487A1 (en) Aircraft and Modular Propulsion Unit
CN207242054U (zh) 一种高亚音速隐身无人机
CN101104376B (zh) 飞行与道路两用交通器及其使用方法
CN107499506B (zh) 一种分布式推进尾座式垂直起降固定翼飞行器
US20200023963A1 (en) Vertical take-off and landing aircraft
CN107685848B (zh) 一种无人机机翼折叠装置
CN105905294B (zh) 垂直起降固定翼无人机
CA2967228A1 (en) Vertical take off and landing closed wing aircraft
CN105711831B (zh) 垂直起降的固定翼无人机
CN206125421U (zh) 一种垂直起降无人飞行器
EP2836428A1 (en) Aircraft with freewheeling engine
CN106628162A (zh) 一种复合无人飞行器
CN106184728B (zh) 一种旋转收缩式可变矩四旋翼飞行器
CN107521708A (zh) 一种可收放进气道机构
RU2550909C1 (ru) Многовинтовой преобразуемый беспилотный вертолет
CN109533319A (zh) 一种具有搭接翼的倾转旋翼无人飞行器结构系统
CN206327567U (zh) 一种复合无人飞行器
RU2643063C2 (ru) Беспилотный авиационный комплекс
CN207242053U (zh) 一种可收放进气道机构
CN109592007A (zh) 双模式无人机工作方法及双模式无人机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant