CN108238228B - 一种浮升一体化飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明属于一种浮空器气动外形设计领域，涉及一种浮升一体化飞行器。本发明采用的技术方案是：该浮空飞行器采用浮生一体化设计，较一般浮空飞行器，具有高升阻比、阻力小以及抗风能力强等优点。气动外形为浮生一体气囊，尾翼选择倒“T”的布局形式。本发明气动布局形式，尾翼能改善浮空飞行器的俯仰特性和偏航特性，其受到侧向风时，不会发生陀螺效应，以保证在风的扰动下浮空飞行器空中姿态不会发生剧烈的变化。

Description

一种浮升一体化飞行器
技术领域
本发明属于一种浮空器气动外形设计领域，涉及一种浮升一体化飞行器。
背景技术
常规浮空飞行器气动外形为：气囊外形采用头部大、尾部收缩的水滴状或椭球状，采用倒“Y”型或“X”型尾翼，气囊内部设计副气囊，气囊下部设整流罩。其中气囊主要提供浮力克服自身重量和任务载荷；副气囊通过风机与阀门调节气囊内部压力，使得气囊具有良好的刚度与气动外形；尾翼使浮空飞行器具有好的稳定性，保证浮空飞行器在要求的风场条件下正常工作；整流罩能够容纳任务载荷，对任务载荷实施保护并具有良好的气动外形，减小气动阻力。
浮空飞行器常规系留气球气动外形抗风能力主要由气囊提供的浮力大小决定。气囊越大，浮力越大，在相同风速下水平漂移量和高度损失越小，抗风能力越强；但常规气动外形升阻比较小，对风的利用率较小，当风速增加时，水平漂移量变化很大。
浮空飞行器常规飞艇气动外形的载重能力主要由气囊提供的浮力大小决定。浮空飞行器气囊越大，浮力越大，载重越大。
发明内容
本发明的目的：本发明主要解决传统浮空飞行器主要靠浮力来决定抗风能力或载重能力的问题，提出了一种全新的既适用于系留气球又适用于飞艇的浮升一体化气动外形，使得在相同体积浮力不变的情况下，大幅提高了浮空飞行器的抗风能力和载重能力。
本发明的技术方案：一种浮升一体化飞行器，其特征在于气囊1是浮空飞行器产生浮力的主要部件，内部充填有一定压力的轻质气体，尾翼位于气囊1后部，在气囊1内部布置了4条隔板来维持气囊1的整体外形，两条A型隔板3和两条B型隔板4全部沿着气囊1航向方向布置，从气囊1前部开始一直延伸到尾部，隔板上下分别与气囊1采用“T”型热合连接。
所述气囊1底部装有任务挂架位5。
所述气囊1内部装有副气囊6与气囊1均采用全软式结构，副气囊6与气囊1之间采用“T”型热合连接。
所述尾翼分为垂尾2和平尾7，由尾翼支撑框架8、垂尾蒙布9及平尾蒙布11组成，整个支撑框架8自身相互支撑，为尾翼蒙布提供刚强度。
所述尾翼蒙布由两片平尾蒙布11和一片垂尾蒙布9组成，近似三角形外形，一边与气囊1热合连接，另外两边与尾翼支撑框架8相连。
所述尾翼支撑框架8由若干尾翼边框10和加强框13及尾部环向撑管15组成，通过三通接头14将尾翼边框10和尾部环向撑管15连接，作为尾翼支撑框架8与气囊1连接的最重要支撑点。
所述气囊1上的布套通过T型接头12与尾翼边框10管材端部连接。
所述尾翼支撑框架8选用碳纤维管材。
所述轻质气体为氦气。
所述A型隔板3和B型隔板4上设置有若干减重孔，用以减轻隔板整体的重量。
本发明的有益效果：本发明采用的技术方案是：该浮空飞行器采用浮生一体化设计，较一般浮空飞行器，具有高升阻比、阻力小以及抗风能力强等优点。气动外形为浮生一体气囊，尾翼选择倒“T”的布局形式。本发明气动布局形式，尾翼能改善浮空飞行器的俯仰特性和偏航特性，其受到侧向风时，不会发生陀螺效应，以保证在风的扰动下浮空飞行器空中姿态不会发生剧烈的变化。
附图说明
图1是本发明浮升一体化飞行器正视图
图2是本发明浮升一体化飞行器仰视图
图3是本发明浮升一体化飞行器前视图
图4是本发明尾翼支撑框架结构正视图
图5是本发明尾翼支撑框架结构俯视图
图6是本发明尾翼支撑框架结构后视图
图7是本发明气囊隔板结构示意图
其中:1、气囊，2、垂尾，3、A型隔板，4、B型隔板，5、任务挂架6、副气囊，7、平尾，8、尾翼支撑框架，9、垂尾蒙布，10、尾翼边框，11、平尾蒙布，12、T型接头，13、加强框，14、三通接头，15、尾部环向撑管
具体实施方式
该浮空飞行器采用浮生一体化设计，较一般浮空飞行器，具有高升阻比、阻力小以及抗风能力强等优点。气动外形为浮生一体气囊，尾翼选择倒“T”的布局形式。本专利浮生一体化气动外形三视图见图1、图2、图3。
本发明气动布局形式，尾翼能改善浮空飞行器的俯仰特性和偏航特性，其受到侧向风时，不会发生陀螺效应，以保证在风的扰动下浮空飞行器空中姿态不会发生剧烈的变化。
如图1所示，气囊1是浮空飞行器产生浮力的主要部件，内部充填有一定压力的轻质气体(氦气)，尾翼位于气囊1后部，用以保证气球在所有可能的气象状态下都获得必需的稳定性。任务挂架位5于气囊1底部，其主要功用是安装任务设备。气囊1和副气囊6均采用全软式结构，副气囊6与气囊1之间采用“T”型热合连接。为保证气囊1的流线性，气囊1的3个面由典型球体母线方程组成，典型球体母线方程见表1。
表1典型球体母线方程
Figure BDA0001506385620000041
注：1、头部顶点原点，X向后为正，Y向上为正，Z向右为正。
2、本外观专利包括本典型球体母线方程生成外形的等比缩放外形。
由于本发明浮空飞行器气动外形特殊，为保证气囊1的气动外形，在气囊1内部布置了4条隔板来维持气囊的整体外形；如图1、图2所示，为A型隔板3和B型隔板4布置图，两条A型隔板3和两条B型隔板4左右对称布置，左右各一条A型隔板3和B型隔板4；如图7所示，为A型隔板3和B型隔板4正视图；如图1、图2所示，隔板全部沿着气囊1航向方向布置，从气囊1前部开始一直延伸到尾部，隔板上下分别与气囊1采用T型连接。如图7所示，在隔板上设置有若干减重孔，用以减轻隔板整体的重量。隔板与囊体之间采用“T”型热合连接。
如图1、图2所示，尾翼分为垂尾2和平尾7，如图4、图5、图6所示，尾翼2由尾翼支撑框架8和尾翼蒙布组成，整个尾翼支撑框架8自身相互支撑，为尾翼蒙布提供刚强度。尾翼蒙布由两片平尾蒙布11和一片垂尾蒙布9组成，近似三角形外形，一边与气囊1热合连接，另外两边与尾翼支撑框架8相连；如图4所示，尾翼支撑框架8由若干尾翼边框10和加强框13及尾部环向撑管15组成，尾翼支撑框架8的尾翼边框10由布套筒固定于气囊1和尾翼蒙布上，尾翼支撑框架8材料优先选用碳纤维管材，支撑蒙布展开后为气囊1提供方向助力。T型接头12主要用于通过气囊1上的布套，连接尾翼边框10管材端部，固定尾翼边框10端部位置。在三片尾翼相交处，通过三通接头14将尾翼边框10和尾部环向撑管15连接，作为尾翼支撑框架8与气囊1连接的最重要支撑点，所示，尾部环向撑管15将支撑载荷传递到气囊尾部上分散，避免载荷集中。

Claims (8)

1.一种浮升一体化飞行器，其特征在于，气囊（1）是浮空飞行器产生浮力的主要部件，内部充填有一定压力的轻质气体，尾翼位于气囊（1）后部，在气囊（1）内部布置了4条隔板维持气囊(1)的整体外形，两条A型隔板（3）和两条B型隔板（4）全部沿着气囊（1）航向方向布置，从气囊（1）前部开始一直延伸到尾部，隔板上下分别与气囊（1）采用 “T”型热合连接；所述尾翼分为垂尾（2）和平尾（7），由尾翼支撑框架（8）、尾翼蒙布组成，整个尾翼支撑框架（8）自身相互支撑，为尾翼蒙布提供刚强度；所述尾翼支撑框架(8)由若干尾翼边框（10）和加强框（13）及尾部环向撑管（15）组成，通过三通接头（14）将尾翼边框（10）和尾部环向撑管（15）连接，作为尾翼支撑框架（8）与气囊（1）连接的最重要支撑点。
2.如权利要求1所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述气囊（1）底部装有任务挂架位（5）。
3.如权利要求1所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述气囊（1）内部装有副气囊（6），副气囊（6）与气囊（1）均采用全软式结构，副气囊（6）与气囊（1）之间采用“T”型热合连接。
4.如权利要求1所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述尾翼蒙布由两片平尾蒙布（11）和一片垂尾蒙布(9)组成，近似三角形外形，一边与气囊(1)热合连接，另外两边与尾翼支撑框架(8)相连。
5.如权利要求1所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述气囊（1）上的布套通过T型接头（12）与尾翼边框（10）管材端部连接。
6.如权利要求1所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述尾翼支撑框架（8）选用碳纤维管材。
7.如权利要求1到4任意一项所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述轻质气体为氦气。
8.如权利要求1所述的浮升一体化飞行器，其特征在于，所述A型隔板（3）和B型隔板（4）上设置有若干减重孔，用以减轻隔板整体的重量。
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