CN112607025A - 一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机 - Google Patents

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Abstract

本发明属于航空飞行器技术领域，公开了一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，包括机身、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼和下层机翼，机身设在上层机翼和下层机翼之间，上层机翼和下层机翼通过翼尖支撑墙连接；上层机翼和下层机翼的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。本发明的双层联翼布局在满足结构强度限制的前提下，使机翼展弦比提高到30以上，这对于设计升力系数大的飞机气动减阻，意义重大；翼展减小29％，结构重量减小22％，可显著提高飞机的任务载荷与连续飞行时间；机翼的抗弯、抗扭能力强；并能还提供满意的三轴稳定性与操纵能力。

Description

一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机
技术领域
本发明属于航空飞行器技术领域，涉及一种太阳能无人机，具体涉及一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机。
背景技术
当前试飞成功的太阳能无人机的任务载荷小，展弦比小，气动效率不高，其中能实现跨昼夜飞行的更是寥寥无几。大型大展弦比太阳能无人机因为机翼强度、刚度与气动弹性问题，受突风扰动，机翼折断，飞机坠毁，如美国的“太阳神”太阳能无人机。
当前中小型太阳能无人机无法安装重量较大的任务系统，其能量系统也无法提供长时间的任务系统供电，由于结构重量较大，其功重比较小，很难实现跨昼夜长时间飞行，因此工程使用价值不大。
大型太阳能无人机设计的难点在于：减小结构重量，增大任务载荷，提高机翼强度、刚度与气动效率。随着翼展与机翼面积的增大，其结构重量显著上升。常规布局很难减小结构重量，受机翼强度与刚度的限制，机翼展弦比不能太大，因此气动效率不高。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，具有较大的任务载荷与高空跨昼夜长时间飞行能力，可在亚临界空间执行侦察、预警与通信中继等任务。
本发明的技术方案是：
一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，包括机身、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼和下层机翼，机身设在上层机翼和下层机翼之间，上层机翼和下层机翼通过翼尖支撑墙连接；上层机翼和下层机翼的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。
进一步的，机身有两个，两个机身设在上层机翼和下层机翼之间，两个机身相对飞机中心线对称。
进一步的，下层机翼前缘后掠3°，后缘为直线，机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼尖部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，下层机翼的外翼从70％处上反8°；下层机翼的8％翼展的内侧装载蓄电池，可减小横航向惯性矩。
进一步的，上层机翼前缘为直线，后缘前掠3°；上层机翼前缘的轴向位置与下层机翼的后缘轴向位置相同；可保证阳光入射角为90°，亦不会遮挡下层机翼，还可避开前机翼下洗气流带来的气动效率降低。上层机翼是高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，上层机翼翼尖用翼尖支撑墙与下层机翼的尖部联接，与双机身形成翼盒结构。翼尖支撑墙即可减小上下机翼的横向流动，亦可增大机翼的抗扭刚度。
在相同机翼面积与展弦比下，双层联翼式机翼相对于单翼机，翼展可减小29％，结构质量可减小22％。结构重量的减小可提高飞机的功重比与任务载重。双机身、翼尖的联接墙与上下机翼形成承力翼盒，有效增加了大展弦比机翼的强度与刚度。
进一步的，机身的机身剖面是立椭圆形，可增大上下机翼间距，减小气动干扰，机身内部设有飞控系统、航电系统与主起落架舱，机身的外部结构是上层机翼和下层机翼的联接墙，形成承力翼盒结构；机身的长度仅为翼展的1/5，机身尾部快速收缩为尾翼撑杆，有效减小结构重量。
进一步的，尾翼是由平尾和垂尾构成的T型尾翼，具有两个尾翼，分别设在两个机身的尾部，由于双层联翼布局无尾状态的纵向净稳定性可达到-0.035以上，因此减小平尾面积，使平尾的尾容量仅为常规布局的33％，即可满足纵向稳定性要求，由于上层机翼升降副翼的存在，平尾升降舵可满足纵向操纵需求。减小垂尾面积与侧力导数CYβ,可提高飞机抗侧风扰动与航迹控制能力。
进一步的，还包括安装在平尾后的升降舵、上层机翼后缘的内侧机动襟翼和外侧机动襟翼、和上层机翼最外侧后缘的升降副翼，纵向操纵通过控制升降舵、内侧机动襟翼、外侧机动襟翼和升降副翼进行控制；
还包括垂尾后的方向舵和对称安装在机身两侧的两个电机；航向操纵通过方向舵和两个电机的差动转速进行控制；
还包括下层机翼最外侧后缘的副翼、下侧机翼后缘的内侧增生襟翼和外侧增生襟翼，滚转操纵通过控制副翼、升降副翼、内侧增生襟翼和外侧增生襟翼进行控制。可提高飞机低速构型的最大升力系数，使得起飞最大离地速度减小，从而辅助起飞。
进一步的，主起落架2个，分别位于两个机身的前部，并且在机身的重心之前，收于机身前部的起落架舱内；还有轻型后起落架2个，分别安装在两个机身的垂尾底部，起飞后收入垂尾内。飞机的起降方式与后三点式起落架飞机相同。
进一步的，飞机动力是10个电动螺旋桨，10个电动螺旋桨分别设在上下机翼上，下层机翼设有5个电动螺旋桨，上层机翼设有5个电动螺旋桨，按飞机中轴线两侧对称各8个电动螺旋桨，中轴线上2个电动螺旋桨，分布式动力系统可利用螺旋桨滑流，增大最大升力系数与失速迎角，还可利用两侧电机差动转速以实现航向控制。
本发明的优点是：
(1)双层联翼式机翼设计，在相同机翼面积与展弦比下，相对于单翼机，翼展可减小29％，结构质量可减小22％。
(2)双层联翼式机翼，在相同机翼面积与展长下，其展弦比较单翼机增大一倍，这对减小诱导阻力，提高气动性能非常有利。
(3)后移的上层机翼，增大了飞机的纵向静稳定性，其机动襟翼与升降副翼提供的纵向操纵能力，可使平尾面积减小。
(4)双机身布局设计，既可以作为飞控系统、设备与主起落架舱，又可作为上下机翼的联接墙，形成承力翼盒结构，提高机翼的抗扭刚度，减小机翼气动弹性变形。
(5)4轮式起落架，结构简单，质量轻，占用空间小，有利于飞机外形减阻。
(6)辅以差动动力的多功能翼面操纵系统设计,可使尾翼面积减小60％，有效减小飞机结构重量。
(7)分布式动力系统设计可利用螺旋桨滑流，增大最大升力系数与失速迎角，还可利用两侧电机差动转速以实现航向控制。
(8)小尾容量尾翼构型设计，可减轻结构质量，提高小翼载飞机的抗侧风扰动能力，精确控制航迹。在多功能翼面操纵系统的支持下，可提供良好的三轴操纵控制能力
(9)翼尖的联接墙增大了机翼的抗扭刚度，还减小了上下机翼的横向流动，有利于减小诱导阻力，提高气动效率。
附图说明
图1是本发明实施例的俯视图；
图2是本发明实施例的主视图；
图3是本发明实施例的侧视图；
其中1—下层机翼；2—上层机翼；3—机身；4—垂尾；5—方向舵；6—平尾；7—升降舵；8—主起落架；9—后起落架；10—内侧增升襟翼；11—外侧增升襟翼；12—下层机翼外侧襟副翼；13—副翼；14—内侧机动襟翼；15—外侧机动襟翼；16—升降副翼；17—翼尖支撑墙；18—电动螺旋桨。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，如图1、图2和图3所示，包括机身3、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼2和下层机翼1，机身设在上层机翼2和下层机翼1之间，上层机翼2和下层机翼1通过翼尖支撑墙17连接；上层机翼2和下层机翼1的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。
机身3有两个，两个机身设在上层机翼2和下层机翼1之间，两个机身3相对飞机中心线对称。
下层机翼1前缘后掠3°，后缘为直线，机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼尖部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，下层机翼1的外翼从70％处上反8°；下层机翼1的8％翼展的内侧装载蓄电池，可减小横航向惯性矩。
上层机翼2前缘为直线，后缘前掠3°；上层机翼2前缘的轴向位置与下层机翼1的后缘轴向位置相同；可保证阳光入射角为90°，亦不会遮挡下层机翼，还可避开前机翼下洗气流带来的气动效率降低。上层机翼2是高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，上层机翼2翼尖用翼尖支撑墙17与下层机翼1的尖部联接，与双机身形成翼盒结构。翼尖支撑墙17即可减小上下机翼的横向流动，亦可增大机翼的抗扭刚度。
在相同机翼面积与展弦比下，双层联翼式机翼相对于单翼机，翼展可减小29％，结构质量可减小22％。结构重量的减小可提高飞机的功重比与任务载重。双机身、翼尖的联接墙与上下机翼形成承力翼盒，有效增加了大展弦比机翼的强度与刚度。
机身3的机身剖面是立椭圆形，可增大上下机翼间距，减小气动干扰，机身3内部设有飞控系统、航电系统与主起落架舱，机身3的外部结构是上层机翼2和下层机翼3的联接墙，形成承力翼盒结构；机身3的长度仅为翼展的1/5，机身3尾部快速收缩为尾翼撑杆，有效减小结构重量。
尾翼是由平尾和垂尾构成的T型尾翼，具有两个尾翼，分别设在两个机身3的尾部，由于双层联翼布局无尾状态的纵向净稳定性可达到-0.035以上，因此减小平尾面积，使平尾的尾容量仅为常规布局的33％，即可满足纵向稳定性要求，由于上层机翼升降副翼16的存在，平尾升降舵[7]可满足纵向操纵需求。减小垂尾面积与侧力导数CYβ,可提高飞机抗侧风扰动与航迹控制能力。
还包括安装在平尾6后的升降舵7、上层机翼2后缘的内侧机动襟翼14和外侧机动襟翼15、和上层机翼2最外侧后缘的升降副翼16，纵向操纵通过控制升降舵7、内侧机动襟翼14、外侧机动襟翼15和升降副翼16进行控制；
还包括垂尾4后的方向舵5和对称安装在机身两侧的两个电动螺旋桨18；航向操纵通过方向舵5和两个电机18的差动转速进行控制；
还包括下层机翼1最外侧后缘的副翼13、下侧机翼1后缘的内侧增生襟翼10和外侧增生襟翼11，滚转操纵通过控制副翼13、升降副翼16、内侧增生襟翼10和外侧增生襟翼11进行控制。可提高飞机低速构型的最大升力系数，使得起飞最大离地速度减小，从而辅助起飞。
主起落架8两个，分别位于两个机身3的前部，并且在机身3的重心之前，收于机身3前部的起落架舱内；还有轻型后起落架9两个，分别安装在两个机身的垂尾底部，起飞后收入垂尾4内。飞机的起降方式与后三点式起落架飞机相同。
飞机动力是10个电动螺旋桨，10个电动螺旋桨分别设在上下机翼上，下层机翼1设有5个电动螺旋桨，上层机翼2设有5个电动螺旋桨，按飞机中轴线两侧对称各8个电动螺旋桨，中轴线上2个电动螺旋桨，分布式动力系统可利用螺旋桨滑流，增大最大升力系数与失速迎角，还可利用两侧电机差动转速以实现航向控制。
下面说明一个本发明另一个实施例。
以下面9个步骤设计一个符合本发明构思的无人机。
步骤1.性能需求确定：实例飞机的任务载重不小于80kg，最大飞行重量不大于1200kg，巡航使用升阻比不小于30，巡航高度22000m，连续飞行时间不小于55天；
步骤2.以飞行时间为优化目标，对翼载荷与机翼展弦比进行优化，实例飞机的翼载荷为4.6kg/m2，机翼总面积为256m2，单个机翼面积128m2，展弦比取30，翼展为62m。
步骤3.双层联翼式机翼下层机翼设计：机翼前缘后掠3°，后缘为直线，稍根比为0.5。机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼梢部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，外翼从展向70％处上反8°。外侧机翼后缘为副翼，展向位置0.7～0.98，副翼弦长为当地弦长的30％，最大偏角正负20°，双机身之间机翼后缘为增升襟翼，襟翼弦长为当地弦长的0.35。
步骤4.双层联翼式机翼上层机翼设计：稍根比同下层机翼，其前缘为直线，后缘前掠3°，轴向位置位于下层机翼的后缘。机翼采用高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，翼尖用端板与下层机翼尖部联接，形成翼盒结构。外侧机翼后缘为升降副翼，展向位置0.7～0.98，副翼弦长为当地弦长的30％，最大偏角20°，双机身间机翼后缘为机动襟翼，襟翼弦长为当地弦长的0.33，用于纵向俯仰操纵。
步骤5：双机身布局设计：机身中部剖面为立椭圆，减小上下机翼的气动干扰，机身空间应满足飞控、航电系统与主起落架舱的设置；机身长度为13.6m，后机身快速收缩为尾翼撑杆。
步骤6：小尾容量尾翼设计：尾翼平面为矩形，翼型采用NACA64层流翼型，翼型弯度为0。平尾尾容量为0.22，厚度0.11，安装角为-2，安装于垂尾顶部。垂尾安装于后机身尾部，尾容量为0.012，厚度为0.15，垂尾底部距地面500mm，用于安装后起落架。
步骤7：轻型4轮起落架设计：主起落架位于机身前部，重心之前0.6MAC，收于机身前部的起落架舱内,。主起落架总长度为1200mm，轮胎直径400mm；后起落架长度500mm，机轮直径为300mm，安装在垂尾底部，起飞后可收入垂尾内。飞机的起降方式与后三点式起落架飞机相同。
步骤8：分布式动力系统设计：飞机动力来自于10个电动螺旋桨，上下机翼各5个，每个电机功率为1.33KW，螺旋桨效率不小于0.82，动力控制系统可使飞机两侧螺旋桨差动旋转，以实现航向控制。
步骤9：根据以上设计数据，计算飞机重量、气动力、升限与飞行时间，评估性能。
重量数据：全机重量1178kg，结构重量716kg，系统重量52kg，蓄电池重量203kg，电池板125kg，任务载荷82kg，巡航升阻比为31.2，升限23800m，连续飞行时间为62天，满足设计要求。

Claims (9)

1.一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，包括机身(3)、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼(2)和下层机翼(1)，机身设在上层机翼(2)和下层机翼(1)之间，上层机翼(2)和下层机翼(1)通过翼尖支撑墙(17)连接；上层机翼(2)和下层机翼(1)的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。
2.根据权利要求1所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，机身(3)有两个，两个机身设在上层机翼(2)和下层机翼(1)之间，两个机身(3)相对飞机中心线对称。
3.根据权利要求2所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，下层机翼(1)前缘后掠3°，后缘为直线，机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼尖部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，下层机翼(1)的外翼从70％处上反8°；下层机翼(1)的8％翼展的内侧装载蓄电池。
4.根据权利要求3所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，上层机翼(2)前缘为直线，后缘前掠3°；上层机翼(2)前缘的轴向位置与下层机翼(1)的后缘轴向位置相同；上层机翼(2)是高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，上层机翼(2)翼尖用翼尖支撑墙(17)与下层机翼(1)的尖部联接，与双机身形成翼盒结构。
5.根据权利要求2所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，机身(3)的机身剖面是立椭圆形，机身(3)内部设有飞控系统、航电系统与主起落架舱，机身(3)的外部结构是上层机翼(2)和下层机翼(3)的联接墙；机身(3)的长度为翼展的1/5，机身(3)尾部快速收缩为尾翼撑杆。
6.根据权利要求2所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，尾翼是由平尾和垂尾构成的T型尾翼，具有两个尾翼，分别设在两个机身(3)的尾部，平尾的尾容量为常规布局的33％。
7.根据权利要求2所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，还包括安装在平尾(6)后的升降舵(7)、上层机翼(2)后缘的内侧机动襟翼(14)和外侧机动襟翼(15)、和上层机翼(2)最外侧后缘的升降副翼(16)，纵向操纵通过控制升降舵(7)、内侧机动襟翼(14)、外侧机动襟翼(15)和升降副翼(16)进行控制；
还包括垂尾(4)后的方向舵(5)和对称安装在机身两侧的两个电动螺旋桨(18)；航向操纵通过方向舵(5)和两个电机(18)的差动转速进行控制；
还包括下层机翼(1)最外侧后缘的副翼(13)、下侧机翼(1)后缘的内侧增生襟翼(10)和外侧增生襟翼(11)，滚转操纵通过控制副翼(13)、升降副翼(16)、内侧增生襟翼(10)和外侧增生襟翼(11)进行控制。
8.根据权利要求2所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，主起落架(8)2个，分别位于两个机身(3)的前部，并且在机身(3)的重心之前，收于机身(3)前部的起落架舱内；还有轻型后起落架(9)2个，分别安装在两个机身的垂尾底部，起飞后收入垂尾(4)内。
9.根据权利要求1所述的一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，其特征在于，机动力是10个电动螺旋桨(18)，10个电动螺旋桨(18)分别设在上下机翼上，下层机翼(1)设有5个电动螺旋桨(18)，上层机翼(2)设有5个电动螺旋桨(18)，按飞机中轴线两侧对称各8个电动螺旋桨(18)，中轴线上2个电动螺旋桨(18)。
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