CN108883828A - 无尾无人驾驶飞行器 - Google Patents

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CN108883828A CN201780016906.4A CN201780016906A CN108883828A CN 108883828 A CN108883828 A CN 108883828A CN 201780016906 A CN201780016906 A CN 201780016906A CN 108883828 A CN108883828 A CN 108883828A
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阿尔贝托·贝卡罗
皮埃尔克劳迪奥·亚亚
尼古拉·伊塔洛·卡蒂诺
迭戈·库尔莱托
达维德·德西蒙娜
卢恰纳·洛韦德
保罗·迪斯特法诺
席尔瓦·雷吉斯
里卡尔多·巴尔杰托
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Abstract

一种飞行器(10；110)；所述飞行器包括位于中央的机身(12)以及包括在机身(12)的横向相反两侧延伸的一对半翼(14)的主翼体，每个半翼(14)包括固定的小翼(16)以及用作空气动力学控制的可定向的水平表面或平面。

Description

无尾无人驾驶飞行器
技术领域
本发明涉及一种无尾无人驾驶飞行器。
背景技术
所谓的“无尾”飞行器是没有通常用于稳定目的并且包括水平表面或平面(例如，包括固定的稳定器和可动的特别是相对于稳定器铰接的升降器)的尾翼和水平尾翼组件的飞行器。另一方面，在无尾飞行器中，唯一可用的水平表面或平面安装在主翼中，并实现空气动力学控制和稳定的功能。
无尾飞行器的应用是已知的，其被定义为UAV/RPAS(“无人驾驶飞行器”/“遥控飞行器系统”)，其通常也被称为无人机。根据限定，这些飞行器不要求机上人员在飞机上，因为飞行员从远程位置控制飞行器。这种类型的飞行器的使用是公认的，并且可以依赖于民用和军用领域中的许多操作应用。
UAV无尾飞行器通常使用“飞翼”构型，其通常具有三角形或长菱形构型。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种无尾无人驾驶飞行器的构型，其能够优化耐久性，同时确保减少雷达标记。
根据本发明，与使用飞翼结构的UAV无尾飞行器的解决方案不同，根据本发明的飞行器确实在用于不同操作用途的有效载荷(传感器、武器、燃料)方面确保了高灵活性，并且在产品的整个生命周期(检查、能够拆卸等)中具有众多优点。
根据本发明，借助于具有所附独立权利要求中阐述的技术特征的飞行器来实现上述目的和其他目的。
所附权利要求是以下关于本发明的详细描述中提供的技术教示的组成部分。特别地，所附的从属权利要求限定了本发明的一些优选实施方式并描述了其可选的技术特征。
通过阅读以下详细描述将最佳地理解本发明的其他特征和优点，所述详细描述是作为示例提供的，并且特别地不限于参照附图，下面将简要描述附图。
附图说明
图1是根据本发明的示例性实施方式的飞行器的前视立体图。
图2是图1中所示的飞行器的后视立体图。
图3是前述附图中所示的飞行器的俯视平面图。
图4是前述附图中所示的飞行器的正视图。
图5是前述附图中所示的飞行器的侧视图。
图6是前述附图中所示的飞行器的俯视示意性平面图。
图7a和图7b是示出了前述附图中所示的飞行器的小翼的不同操作状况的示意立体图。
图8和图9分别是根据本发明另一示例性实施方式的飞行器的前视立体图和后视立体图。
具体实施方式
参照图1至图6和图7a至图7b，附图标记10总体上指示根据本发明的示例性实施方式制造的飞行器。
飞行器10是无尾无人驾驶飞行器(UAV)。
飞行器10包括位于中央的机身12和主翼体，所述主翼体包括分别在机身12的相反两侧上延伸的一对半翼14。
在所示的实施方式中，机身12包括腹部或下侧部分12a(在正常飞行状态下操作性地面向下)和背部或上侧部分12b(在正常飞行状态下操作性地面向上)。
在所示的实施方式中，特别参照图3，腹部12a和背部12b具有沿机身12的纵向轴线X-X可变宽度的横截面。然而，作为示例，腹部12a和背部12b的相应横截面的形状具有大致梯形形状，特别是具有一致的主基部或长形基部。这些横截面适当地成形和连接，以便满足不同的操作需求(例如空气动力学效率、设备的功能、电磁、热和声音标记等)。
具体参照图3，每个半翼14具有相同的后掠翼。这种后掠翼被确定为航空力学方面、结构方面和电磁标记方面的最佳折衷的技术结果。具体地，前缘的后掠角“α”的范围为10°至50°。
半翼14中的每个半翼具有高纵横比并且设置有用作飞行器10的空气动力学和稳定性控制的可定向的水平表面或平面，这些水平表面或平面本身是已知的(因此，不需要在附图中示出)。例如，这些表面适当地定位在半翼14的后缘上。优选地，这些表面不存在于半翼14的前缘上。
如上所述，飞行器10没有设置位于机身12的尾部或头部上的尾翼(例如鸭翼等)。
在所示实施方式中，半翼14的末端中的每个末端包括小翼16。小翼16改善了半翼14的整体空气动力学效率，减小了由翼尖涡流导致的升力诱导阻力。
在所示实施方式中，每个小翼16具有根据大致垂直于半翼14的其余部分的方向的垂直延伸部。具体地，小翼16相对于与半翼的其余部分的垂线适当地成一定角度。更详细地，每个小翼16优选地相对于与半翼14的其余部分的垂线略微向外成一定角度。
在所示实施方式中，每个小翼16是固定的，因此它不能相对于相应的半翼14移动，并且所述小翼16没有设置可动的表面。
在机身12的尾部上不存在用以控制飞行的常规尾翼和在小翼16上不存在可动表面均使得雷达标记减少和飞行器10的阻力减小。
此外，如图7a和图7b所示，飞行器10包括一对翼下轮18，所述一对翼下轮能够缩回小翼16中。翼下轮18可在伸出位置(图7a)与缩回位置(图7b)之间移动。在伸出位置，翼下轮18构造成在当被搁在地上时滚动，以有助于在侧面支撑飞行器10。在缩回位置，翼下轮18构造成保持与地面一定距离，而不用于在侧面支撑飞行器10。翼下轮18的运动例如通过操作液压或电动致动器来实现。
特别地，翼下轮18中的每个翼下轮安装在可动框架20上，该可动框架20可沿着相应的小翼16以受控方式滑动。
特别地，可动框架20具有与将小翼16连接到所述半翼14的其余部分的区域基本互补的形状。在所示实施方式中，可动框架20基本上具有J形或L形的形状。相应的翼下轮18安装在所述J形或L形的末端上。
优选地，当翼下轮18和相对的可动框架20处于缩回位置时，其“以隐藏的方式”完全插入和被接纳在相应的壳体22中，相应的壳体22互补地凹入在将小翼16连接到半翼14的其余部分的区域中(参见图7b)。
此外，飞行器10还包括起落架系统(特别是在图4和图5中示出)，该起落架系统可缩回在机身12中，并且因此被构型为在非飞行时支撑飞行器的中央部分。
优选地，起落架系统是自行车型起落架，包括前起落架24和主起落架26，两者都设置有轮子(未标号)。
在所示实施方式中，起落架24、26沿着机身12的纵向轴线X-X对准。
特别地，起落架24和26分别以可伸缩的方式安装在机身12的前部和后部。更详细地，起落架24、26安装成相对于机身12处于伸出(或操作)状态与缩回(或存储)状态之间。
优选地，起落架24、26可缩回到位于机身12的腹部中的单个隔间(未示出)中，特别地是该单个隔间具有在该机身中间部分中的主要纵向延伸部。
在所示的实施方式中，通过位于机身12的腹部中的滑动或叶门(未示出)以受控的方式打开和关闭隔间，以便向外突出起落架24、26以及将所述起落架分别存储在里面。
包括起落架系统和翼下轮18的布置允许制造商优化翼型以及用于接收起落架24、26的舱室28所占据的空间。此外，这种布置简化了用于移动起落架24、26和相应门的机构的运动学和动力学，以有利于整个雷达标记。特别地，如上所述，该解决方案有利地允许将起落架24、26存储在机身12中并且将翼下轮18中的每个翼下轮存储在相应的小翼16中。
此外，有利地的是可以为起落架24、26制造单个控制系统，例如包括用于机械致动和锁定的装置、用于警告正确姿态和锁定的装置、用于操作相关门的装置等。此外，优选使用位于机身12的腹部中的一个单独隔间以允许制造商将燃料舱的体积分布在机翼中。事实上，完全容纳在机身12中的燃料量减少了——这导致在飞行期间减轻结构的效果。
此外，起落架24、26中的每个起落架优选地具有相应的自主转向系统，其即使在强横向风的情况下也能够在飞行器10的起飞和着陆期间促进安全控制。
优选地，飞行器10还包括检测系统，该检测系统布置成用于在飞行器飞行时检测或确定靠近飞行器的物体或目标的存在。
特别地，检测系统使用安装在机身12上的多个雷达装置。在所示实施方式中，特别参照图6，检测系统包括前雷达装置28和安装在机身12上的一对侧向雷达装置30。
前雷达装置28位于机身12中的前部，特别是头部位置。
侧向雷达装置30位于机身12的侧面并位于前雷达装置28的后面。具体地，侧向雷达装置30位于机身12的横向相反两侧，并且位于半翼14的后面。
在所示的实施方式中，雷达装置28、30位于机身12的腹部12a中。
优选地，前雷达装置28具有大约180°的前方方位角扫描范围A(在图6中用虚线表示)，特别地是该前方方位角扫描范围A以机身12的纵向轴线X-X为中心。
优选地，侧向雷达装置中的每个侧向雷达装置具有大约120°的侧向方位角扫描范围B(在图6中用虚线表示)，特别地是该侧向方位角扫描范围B以机身12的横向轴线Y-Y为中心。所述横向轴线Y-Y垂直于纵向轴线X-X，并且优选地位于半翼14的后面。
可选地，所示实施方式确保以受控方式改变前雷达装置28相对于机身12的横向轴线Y-Y(即，相对于平面X-Z)的高度位置和/或相对于机身12的竖向轴线Z-Z(即，相对于平面X-Y)的方位角的位置的可能性。例如，通过机身12上的万向接头(gimbal fitting)获得这种移动的可能性。
在所示实施方式中，侧向雷达装置30的位置是固定的。
优选地，雷达装置28、30安装在机身12的内侧，从而不需要在轮廓外侧设置外机身整流罩。这样可以同时改进飞行器10的空气动力学和雷达标记。
由飞行器10的检测系统提供的大的方位角覆盖和高度扫描能力实现了称为“态势感知”和“感知和避免”的高级特征。因此，特别地，飞行器10支持非隔离空域中的集成以及与非协作飞行器的存在的集成，特别是“入侵者”(即，未配备应答器的飞行器)。因此，该检测系统解决方案允许大于300°的方位角扫描，从而覆盖当前对于具有机载人员的常规飞行器有效的视野扇区。
在本发明所示的实施方式中，飞行器的发动机是涡轮发动机32并且例如安装在机身12的后部。
优选地，涡轮发动机32安装在机身12的背部。
参考图8和图9，附图标记110总体上指示根据本发明的另一示例性实施方式制造的飞行器。该实施方式是前述附图中所示的实施方式的替代实施方式。
与上述实施方式的细节和元件类似的——或者实现类似的功能的——细节和元件用相同的字母数字相关联。为了简明，下面将不再重复对这些细节和元件的描述，而将参考先前在前一实施方式的描述中的阐述。
在图8和图9中，飞行器110的发动机是往复式发动机34，特别是由活塞操作的往复式发动机。
此外，往复式发动机34位于机身12的后部。例如，往复式发动机34位于机身12的末端区域中。在所示的实施方式中，往复式发动机34具有从动轴，该从动轴与叶片螺旋桨是一体的，叶片螺旋桨能够基本上围绕机身12的纵向轴线X-X旋转。
可选地，在所示实施方式中，也可以使用三轮起落架系统。根据该变型，可以存在主起落架(未标号)，该主起落架以可伸缩的方式安装在两个半翼14上而不是机身12上。
当然，本发明的原理保持不变，实施方式和实施细节可以相对于上面已经描述的和通过非限制性示例在附图中示出的内容而广泛变化，而不脱离在所附权利要求中限定的保护范围。

Claims (36)

1.一种无尾无人驾驶飞行器(10；110)；所述飞行器包括主翼体以及位于中央的机身(12)，所述主翼体包括在所述机身(12)的横向相反两侧延伸的一对半翼(14)；所述半翼(14)中的每个半翼包括固定的小翼(16)以及用作空气动力学控制装置的至少一个可定向的水平表面或平面。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中，所述半翼(14)中的每个半翼是后掠翼。
3.根据权利要求2所述的飞行器，其中，所述半翼(14)中的每个半翼具有范围从10°至50°的前缘后掠角(α)。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，每个小翼(16)相对于相应的半翼(14)的其余部分沿竖向延伸或倾斜延伸。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，其中，所述半翼(14)中的每个半翼包括翼下轮(18)，所述翼下轮能够缩回在相应的小翼(16)中。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其中，所述翼下轮(18)中的每个翼下轮安装在可动框架(20)上，所述可动框架能够以受控的方式沿着相应的小翼(16)滑动。
7.根据权利要求6所述的飞行器，其中，所述可动框架(20)的形状与将所述小翼(16)连接到所述半翼(14)的其余部分的区域基本上互补。
8.根据权利要求7所述的飞行器，其中，所述可动框架(20)具有大致J形或L形的形状，相应的翼下轮(18)安装在所述J形或L形的末端上。
9.根据权利要求7或8所述的飞行器，其中，当所述翼下轮(18)和相关的可动框架(20)处于缩回位置时，所述翼下轮(18)和所述可动框架(20)完全插入并且以“隐藏的方式”被接纳在相应的壳体(22)中，所述壳体(22)互补地凹入在将所述小翼(16)连接到所述半翼(14)的其余部分的所述区域中。
10.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，还包括起落架(22，24)。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述起落架(22，24)以可伸缩的方式安装在所述机身(12)上，并设计成在中央支撑所述飞行器。
12.根据权利要求11所述的飞行器，其中，所述起落架包括前起落架(24)和主起落架(26)。
13.根据权利要求12所述的飞行器，其中，所述起落架(24，26)沿着所述机身(12)的纵向轴线(X-X)对准。
14.根据权利要求13所述的飞行器，其中，所述起落架(24，26)能够缩回到位于所述机身(12)的腹部中的单个隔间中。
15.根据权利要求14所述的飞行器，其中，所述隔间具有位于所述机身(12)的中间部分中的主要纵向延伸部。
16.根据权利要求14或15所述的飞行器，其中，通过位于所述机身(12)的所述腹部中的至少一个门以受控的方式打开和关闭所述隔间。
17.根据权利要求10所述的飞行器，其中，所述起落架以可伸缩的方式安装在所述半翼的区域中。
18.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，还包括检测系统(28，30)，所述检测系统布置成用于检测或确定靠近所述飞行器的物体或目标的存在。
19.根据权利要求18所述的飞行器，其中，所述检测系统包括多个雷达装置(28，30)。
20.根据权利要求19所述的飞行器，其中，所述检测系统包括前雷达装置(28)和安装在所述机身(12)的每一侧上的至少一个侧向雷达装置(30)。
21.根据权利要求20所述的飞行器，其中，所述前雷达装置(28)位于所述机身(12)中的前部处，特别是头部位置。
22.根据权利要求21所述的飞行器，其中，所述至少一个侧向雷达装置(30)位于所述机身(12)的侧部并位于所述前雷达装置(28)之后。
23.根据权利要求21所述的飞行器，其中，所述至少一个侧向雷达装置(30)位于所述半翼(14)之后。
24.根据权利要求19至23中的任一项所述的飞行器，其中，所述雷达装置(28，30)位于所述机身(12)的腹部(12a)中。
25.根据权利要求20至24中的任一项所述的飞行器，其中，所述前雷达装置(28)具有大约180°的前方方位角扫描范围(A)。
26.根据权利要求25所述的飞行器，其中，所述前方范围(A)以所述机身(12)的纵向轴线(X-X)为中心。
27.根据权利要求20至26中的任一项所述的飞行器，其中，所述至少一个侧向雷达装置(30)具有大约120°的侧向方位角扫描范围(B)。
28.根据权利要求27所述的飞行器，其中，所述侧向范围(B)以所述机身(12)的横向轴线(Y-Y)为中心。
29.根据权利要求20至28中的任一项所述的飞行器，其中，所述前雷达装置(28)在从下述参数之间选择的至少一个参数上是能够以受控的方式移动的：
-高度，特别是相对于所述横向轴线(Y-Y)的高度，以及
-方位角，特别是相对于所述机身(12)的竖向轴线(Z-Z)的方位角。
30.根据权利要求20至29中的任一项所述的飞行器，其中，所述至少一个侧向雷达装置(30)以固定的方式安装。
31.根据前述权利要求中的任一项所述的飞行器，还包括发动机(32，34)。
32.根据权利要求31所述的飞行器，其中，所述发动机(32，34)位于所述机身(12)的后部处。
33.根据权利要求32所述的飞行器，其中，所述发动机(32)安装在所述机身(12)的背部。
34.根据权利要求32所述的飞行器，其中，所述发动机(34)安装在所述机身(12)的末端区域中。
35.根据权利要求31至34中的任一项所述的飞行器，其中，所述发动机是涡轮机(32)。
36.根据权利要求31至34中的任一项所述的飞行器，其中，所述发动机是往复式发动机(34)。
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