CN113247232A - 一种多发布局模块结构的航空器设计方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多发布局模块结构的航空器设计方法及系统，多发布局包括2‑3台发动机，模块结构的机体结构包括机身的机背舱，中机身舱，机腹舱三大部件结构，以及机身上各种舱门结构；其中，机翼在机身上的连接安装位置可以适应性调整。优选三台发动机布局，并结合模块结构设计，实现三发或双发可以持续安全飞行，便于发动机的使用维护，提高出勤率。为用户设计了航空器的重量重心监测方案。模块结构设计便于缩短改装研制周期，便于降低成本，提升价值。

Description

一种多发布局模块结构的航空器设计方法及系统

技术领域

本发明属于无人机技术领域，特别是涉及多发布局模块结构的航空器。

背景技术

目前的运输类和通用类飞机大多采用单发或双发布局。双发布局的航空器能够为单发工作状态的安全着陆提供一定的保障。乘客对飞行安全的信心影响通用航空的发展。通用航空器双发布局通常用在较大展弦比飞机上。使用中，双发布局的单发停车后，可采用空中重启，并选择就近着陆。特殊情况的持续飞行仍然存在较大安全风险，一是天气条件恶劣，二是驾驶技能瑕疵，三是机动类飞机或机动飞行的限制。在一架航空器上安装三台发动机的多发布局是提高飞行安全基础的一种解决方案，对大部分固定翼飞机都适用。特别适用于通航飞机的教学培训、支线运输、应急救援，以及无人机的海上搜救、城市航测等安全性要求高的作业场景。

腾盾公司的“双尾蝎”无人机采用双尾撑结构三发布局，但推广应用受限。多发布局有其代价，一是增加动力系统的重量，二是增加燃油或能量的消耗量，三是设计布局及外观受到一定影响。这些代价不能确定会引起成本增加。但是，基础安全性提高有利于推动通用航空的应用普及，改进飞行任务可持续执行，能够推动安全性带来的经济成长。采用多发布局设计，再配合采用机体的模块结构设计方案，可有效提升多发布局飞机的价值。一是机体设计与需用推力协调设计，合理确定动力及总体布局，满足多发布局的单发空停而双发可正常飞行，以及多发状态多装货，或多发状态提高飞行速度；二是为适应重心位置变化，采用机翼连接机身的安装位置可调整的模块结构设计，可适应性调整部分机载系统的安装位置，满足多发布局的拆卸单发而变为双发仍可正常飞行，这种需求包括但不限于发动机拆卸维修但是不应该停飞的场景，比如在发动机故障拆卸维修期间调整为双发状态，在机尾发动机舱上换装整流罩可继续双发飞行，提高飞机出勤率。因此，为机体选择模块结构设计及制造，使得维修快捷，经济性好，且重心可快捷调整。模块结构的设计方法可方便扩展用途，适合航空器的改装，包括机身大部件模块结构换装，机载系统换装，可以为智能制造以及用户定制提供模块结构的生产线；多发布局模块结构设计方法适用于有人驾驶和无人驾驶航空器。

在现有技术中，赵捷研发的公开号为CN101970292A的发明专利公开了一架可控飞行飞机包括两个独立的互连模块：一个融入大量的飞机风格特点的飞机模块，包括一个机身及安装于机身的翼，并装有一个活动式控制面；一个部件模块，包括一个支撑结构及安装其上的一套部件，包括一个受控于控制装置的一个伺服装置，以控制飞行。至少有一对有相互吸引作用的磁性连接器，以对称对立方式分别固定于上述两个模块之上，提供模块结构连接装置。一个联动装置包括两个相互磁性吸引的联动部分，二者可以可分开形式连接组成一个连接伺服装置和控制装置的联动组件。这里披露的结构连接和控制连动装置有助于实现省力简洁的模块接连，组成一个可控制飞机，并实现无损模块分离。含不同类型及空气动力规格的各种飞机模块可与一个部件模块互连，组成共用主要部件的各种用途飞机。

但以上设计未考虑对发动机推力及油耗的优化设计，对于飞行器研制和制造的经济性未进行全面考虑，还需要进一步改进。

发明内容

本发明的目的是提供一种多发布局模块结构的航空器设计方法及系统，以克服现有技术存在的不足：

本发明的技术方案如下：

本发明的多发布局模块结构的航空器设计方法，是根据机身装载量的不同，将机体结构按两种模块结构进行设计；具体如下：

对装载量小的机身，将机身分为机背舱和机腹舱的传力结构的模块结构设计，机背舱安装在机腹舱的上部，两者的对应结构件直接连接；承载主传力的机背舱安装机载系统设备，以及燃油或电源；辅助传力的腹部舱设计大尺寸的舱门，腹部舱根据安装载荷设备或货物的尺寸改变结构尺寸或局部尺寸；相应设计机身的前端结构和后端结构；

对装载量大的机身，将机身分为机背舱、中机身舱和机腹舱的传力结构的模块结构进行设计，在两舱之间增加中机身舱并相互连接，即以中机身舱的结构件，分别与机背舱和机腹舱的对应结构件连接；设计方案以机背舱或机腹舱作为主传力的机身结构，分别用于安装机载系统设备，以及燃油或电源；中机身舱用于装载货物或载荷设备；相应设计机身的前端结构和后端结构。

进一步的，对装载量小的机身，在机身上连接安装其它大部件，包括在机背舱上连接机翼和尾翼；其中，机翼在机背舱上的连接位置适应安装2台或3台发动机的布局调整，设计成可沿机身轴线前后移动调整及安装，为此，在机背舱的隔框设计中，对连接机翼的隔框适当加强，增加辅助隔框以便机翼连接位置的调整及安装。机翼连接在机腹舱下方重心附近；主起落架选择安装在机翼下发动机舱内，或安装在机腹舱外部两侧，前起落架安装在机身前端结构上。

对装载量大的机身，选择三台同型发动机的布局，以此选择在机头或在机尾设计舱门方案；在中机身舱的侧壁上设计若干个辅助结构，包括在机背舱上连接机翼和尾翼，其中，机翼在机背舱上的连接位置设计为可调整连接位置的方案。机翼连接在机腹舱下方重心附近；机腹舱内设计承载货物的地板结构；主起落架选择安装在机翼下发动机舱内，或安装在机腹舱外部两侧的主起落架舱，前起落架安装在机身前端结构上。

采用上述设计方法设计的多发布局模块结构的航空器系统是这样的：航空器包括机体结构，发动机，机载系统；机体结构采用固定翼构型，由几个大部件组成，包括机身，机翼，尾翼，起落架；并在机体结构上安装多台发动机，安装机载系统；所述发动机安装在机体的机翼上或机身上并以模块结构布局设计；同型2台或3台发动机在机体上布局设计，在单发故障或拆卸后双发可以持续飞。

其中，机载系统包括综合航电及控制系统；在起落架可伸缩或变形的支柱上利用可压缩运动部件，安装能够自动检测航空器重量重心的位移传感器，或者选择激光器替代位移传感器；机载系统通过线缆或数据链与所选用的地面设备链接，将有关的机载数据传送到地面系统。

本发明的技术方案适用的航空器包括固定翼无人机、通航飞机等。

本发明优选三发布局的飞机设计方案，通过对发动机推力及油耗的选型，可让发动机在经济工况工作。模块结构的航空器设计适合平台化设计，智能化生产，缩短航空器研制和制造周期，降低全寿命成本；用户可以在使用维护及扩展用途等方面获得更为宽广的选择，实现在提高安全性的同时改善经济性。

附图说明

图1为多发布局的机翼的安装位置靠后(V型尾翼未示出，虚线示意承力结构)；

图2为双发布局的机翼的安装位置前移(V型尾翼未示出，虚线示意承力结构)；

图3为机身结构逆航向剖面视图。

图中标记分别为：1-机头舱门，2-机背舱，3-发动机，4-机翼，5-侧壁舱门，6-后置发动机，7-前起落架支柱，8-前起落架，9-机腹舱，10-中机身舱，11-主起落架，12-侧壁主起落架舱，13-机头前视设备，14-尾翼。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明，但不作为对本发明的任何限制。

请参阅图1-图3所示：本发明的多发布局模块结构的航空器由机体结构，发动机3，机载系统等组成。

其中，机体结构采用固定翼构型，由几个大部件组成，包括机身，机翼4，尾翼14；并在机体结构上安装多台发动机3，安装机载系统。其中，机翼构型推荐上单翼，尾翼14推荐V型和双尾撑型。

机身结构采用两种模块结构的设计方法说明如下。

1)对装载量小的机身，可将机身分为机背舱2和机腹舱9的传力结构的模块结构设计，机背舱2安装在机腹舱9的上部，两者的对应结构件如纵梁、隔框可直接连接。两者的对应结构件如对应的纵梁、隔框、蒙皮结构件可直接连接。承载主传力的机背舱2可安装机载系统设备，以及燃油或电源；辅助传力的腹部舱可设计大尺寸的舱门，腹部舱可根据安装载荷设备、货物的尺寸需要而适当改变结构尺寸或局部尺寸；相应设计机身的前端结构如前机身、前设备舱，设计后端结构如后机身、尾翼14。在机身上连接安装其它大部件，推荐在机背舱2上连接机翼4和尾翼14，可选梯形机翼或飞翼；其中，机翼4在机背舱2上的连接位置可适应安装2台或3台发动机3的布局调整，设计成可沿机身轴线前后移动调整及安装，以适应全机重量重心布局调整，为此，在机背舱2的隔框设计中，对连接机翼4的隔框可适当加强，可以增加辅助隔框以便机翼4连接位置的调整及安装；可以在调整机翼4安装位置的同时，适应性的调整部分机载系统设备的安装位置以便调整全机重心。机翼4也可以连接在机腹舱9下方成为下单翼构型，这种安装情况也需要对机腹舱9连接机翼4的部分隔框结构进行加强；主起落架11可选择安装在机翼4下的发动机舱内并可设计收放舱结构；或选择安装在机腹舱9外部两侧重心附近；前起落架8安装在机身前端结构上并可设计收放舱结构。

2)对装载量大的机身，如货运，客运航空器的机身，可将机身分为机背舱2、中机身舱10和机腹舱9的传力结构的模块结构进行设计，在两舱之间增加中机身舱10并相互连接，即以中机身舱10的结构件，分别与机背舱2和机腹舱9的对应结构件连接。设计方案可以机背舱2或机腹舱9作为主传力的机身结构，可分别用于安装机载系统设备，以及燃油或电源；中机身舱10用于装载货物或载荷设备；相应设计机身的前端结构和后端结构；其中，前端结构可设计前机身、可开关的机头舱门1，后端结构可设计后机身、可开关的机尾舱门，可根据优选三台同型发动机3的布局，以此选择在前机身或在后机身设计舱门方案；并可在中机身舱10的侧壁上设计若干个辅助结构如侧壁舱门5或观察窗，如附图1、2所示。对货运或客运用途的机身，可在中机身舱10的侧壁上设计若干个侧壁舱门5，供人员及小尺寸货物进出，如附图1、2所示。推荐在机背舱2上连接机翼4和尾翼14，其中，机翼4在机背舱2上的连接位置可如前述设计为可调整连接位置的方案。方法是，对重心附近部分隔框及增加的隔框，设计加强的连接结构，以便与机翼4连接安装；当机翼4沿机身轴线前后移动调整位置后，可以快捷紧固连接，从而适应飞机重心的改变；可以相应调整机载系统的安装位置以配合调整全机重心；机翼4也可以连接在机腹舱9下方重心附近并相应加强相关结构，而这种安装情况可相应缩减甚至取消机背舱2的结构空间，原传力路线改由中机身舱10主梁承担；在中机身舱10或机腹舱9的承力梁定制设计用于承载货物的地板结构和货物紧固结构，以及空投货物的移动结构，附图3；主起落架11可选择安装在机翼4下发动机舱内，或安装在机腹舱9外部两侧，前起落架8安装在机身前端结构上。

发动机3安装在机体的机翼4上或机身上，并以模块结构布局设计。优选同型2台或3台发动机3在机体上布局设计，特别是选择机翼4下左右对称安装2台，后机身安装1台的后置布局，后置发动机6可用于替换机翼4下的故障发动机，支持后发拆卸后双发可飞，如附图1所示。为便于安装后置发动机6，推荐采用V型尾翼14布局，为拆卸后发继续飞行，可相应的对机翼4或机载系统以及任务载荷在机体上的连接安装位置进行调整。选择安装同型发动机3可相互替换便于使用与维护，通过前述的机体结构和发动机3选配的模块结构设计，可拆卸后发替换机翼4下的双发，支持双发飞行从而提高出勤率。

机载系统安装在机体上。机载系统包括综合航电及控制系统，连接发动机3并对其进行控制；在起落架可伸缩或变形的前起落架支柱7上利用可压缩运动部件，安装能够自动检测航空器重量重心的位移传感器可支持调整航空器的重量重心，或者选择激光器替代位移传感器。机载系统可通过线缆或数据链与所选用的地面设备链接，将有关的机载数据传送到地面设备，以便监视和控制发动机3工况和航空器重量重心，特别是对航空器装载货物的重量重心进行监视及调整。

多发布局模块结构的航空器设计方法及系统，适用于固定翼无人机、通航飞机。为此，在多发布局安全保障和模块结构的支持，可以通航飞机的机载系统将综合航电数据分发到座舱仪表板，对飞行或发动机3进行监控，并对机载系统及其控制系统加装适合人工驾驶的电传操作系统设备，构成具备自动驾驶和人工驾驶的通航飞机；可通过无人机的机载系统及其控制系统将有关数据分发到所选地面设备，由地面系统人员对飞行状况和发动机3工况进行监控，构成无人驾驶飞行。

实施案例：一种无人机三发布局模块结构的机体结构设计方案

实施例1，一种三发布局察打一体无人机机身结构设计方案：

选择上单翼布局的机身结构，主传力结构的机背舱2连接机翼4和尾翼14，机背舱2下方连接机腹舱9，不需要中机身舱10。机背舱2的结构设计方案可以保证机腹舱9部分传力或不传力，以便机腹舱9的结构空间适合多样化的装载弹性。由于上单翼布局，2台发动机3安装在机翼4下方，1台安装在后机身上。为便于为发动机3供输燃料，燃料箱可以全部连接安装在机背舱2内。机翼4内部也可以装载燃料。机载系统在机身结构上连接，为了减少机翼4安装位置的移动距离，在机身结构的前端和后端可设置机载系统的设备舱，特别是后机身设备舱可以用作备份设备舱，需要重心配平时，可以将一部分机载系统设备移动到后舱内，从而有效减少机翼4的移动量。前机身设备舱安装机载系统主要设备，以便其重量与后置发动机6重量平衡。机翼4在机背舱2上的连接方案可设计多个安装点，满足机翼4沿机身纵轴前后移动安装位置，当拆卸后置发动机6后，可将机翼4连接位置向前机身移动重新安装紧固，以平衡后发的减重；如果预留的移动安装位置不能够平衡重心变化，可以将部分前机身机载系统的设备转移到机背舱2的预留空舱或机腹舱9内安装。

优选同型号的三台发动机3布局，设计方案如下：

方案一：选用三台Rotaix915-135hp发动机，机体结构设计重量可选2250kg，或2700kg，适合三发及双发飞行。模块结构的机翼4的安装位置的可移动的长度，取决于机身前端设备舱内机载系统重量与后置发动机6重量的平衡所具有的设备重量以及分布安装的位置，如安装3发的状态，前端多装机载设备，如安装2发状态，部分机载设备转移到后端设备舱，从而可适应三发及双发的安装使用。模块结构的机背舱2与机腹舱9，几乎构成“双机身”结构，机背舱2的结构空间比较充裕，除了在机翼4附近安装燃料箱，机身前后两端具备较多空间安排机载系统的设备舱，调整设备安装时，增加一点线缆长度。

换句话说，设计可移动的机载系统集成方案，在机身结构后端预留设备舱，可便于以较小的机翼位移实现3发换2发的重心平衡。

方案二：前述的三发布局额的机体结构换装Limbach-160hp发动机，发动机3重量及燃料消耗改变不大。Limbach-160hp发动机的安装结构比Rotaix915-135hp发动机宽度略大。换装后飞机重量改变不多，加速性和最大飞行速度稍有增加。

方案三：前述三发布局的机体结构换装二发布局，可选2台Lycoming-IO-360-A1B6-200hp发动机，推力变化不大，发动机3合计重量有所减少，对飞行性能的影响不明显。2台Lycoming-IO-360-A1B6-200hp发动机安装在机翼4下方。

三发布局是否带来的多发重量、成本和燃油消耗，需要具体分析所选发动机3型号。3台Rotaix915-135hp发动机替代2台Lycoming-IO-360-A1B6-200hp发动机，可明显降低购置成本近一半。但是，3替2带来的安全性和使用便利是确定的。外观也是选项，是习惯或偏爱问题。

实施例2，一种三发布局货运无人机货舱结构设计方案：

方案一：上单翼多发布局

选择上单翼布局的机身结构，将主传力结构布置在机背舱2上，机翼4和尾翼14的主结构与机背舱2连接，燃料箱和机载系统的部分设备可以布置在机背舱2内。机背舱2通过中机身舱10与机腹舱9连接，三者的承力结构对应连接。中机身舱10作为货运舱室的这种情况下，机腹舱9的空间容积可以缩小，传力结构主要布局在与机背舱2和主起落架11的连接结构方面。

选择三发布局，机翼4下安装2台，机背舱2的后机身上安装1台。燃料的输油管从机背舱2内的燃料箱经过消耗油箱输送到发动机3，液位与发动机3进油口基本在同平面，对油泵工作比较有利。如果增加机翼4燃料箱，有利于改善输油负担。如果在机腹舱9内增加燃料箱，将会增加输油系统的油泵负担，但可以改善地面加油负担。

在转场运输中，遇到1台发动机3故障的情况，可以将故障发动机换下，以双发继续执行任务。三发布局改为双发飞行，可以将后机身发动机舱空置并安装整流罩，同时，按照当前的重量重心换算获得机翼4前移尺寸，将机翼4安装位置前置到新的连接位置并紧固安装，从而完成换发后的全机重心调整。这种换装发动机3可以在外场条件快捷完成，如附图2所示。

换发后的飞机性能变化主要在：一是起飞滑行距离略有增加，二是加速性和最大速度略有降低，三是升限略有降低。主要难点的是设计方案不容易支持单发飞行，比如释放多余燃料减重，为此，机体结构最小重量的设计方案需要优化，以适应三发变单发可持续飞行要求。

方案二：下单翼多发布局

选择下单翼布局的机身结构，将主传力结构布置在机腹舱9上，相比较而言，这里的机腹舱9结构要求比较结实，承接机翼4和主起落架11的传力，以及连接中机身舱10的传力。机翼4连接在机腹舱9传力结构上，尾翼14则安装在中机身舱10的后机身结构上。这种情况的中机身舱10及后机身结构都需要适当加强。优点是可以相应减弱机背舱2的结构及减重。难点是发动机3的安装位置，燃料箱可以安装在机腹舱9内，没有设计和使用困难。

发动机3在后机身的安装设计难点不大，主要是优化结构设计。发动机3在机翼4上的安装选项较少，一是对螺旋桨发动机，提高起落架高度，或将发动机3安装在机翼4上方，二是选用涡扇型发动机，减少对机翼4离地高度的要求，三是发动机3安装在机背舱2或中机身舱10结构上，采用专用结构连接左右发动机3，缺点是增加结构重量和气动阻力，四是改变三发布局，改为单发或双发的传统布局。其中，燃料箱可以安装在机腹舱9内，对供输燃料和使用没有负担。

采用下单翼的多发布局，仍然享有快捷更换故障发动机的便利。

以上只是本发明的具体应用范例，本发明还有其他的实施方式，凡采用等同替换或等效变换形成的技术方案，均落在本发明所要求的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种多发布局模块结构的航空器设计方法，其特征在于：根据机身装载量的不同，将机体结构按两种模块结构进行设计；

对装载量小的机身，将机身分为机背舱和机腹舱的传力结构的模块结构设计，机背舱安装在机腹舱的上部，两者的对应结构件直接连接；承载主传力的机背舱安装机载系统设备，以及燃油或电源；辅助传力的腹部舱设计大尺寸的舱门，腹部舱根据安装载荷设备或货物的尺寸改变结构尺寸或局部尺寸；相应设计机身的前端结构和后端结构；

对装载量大的机身，将机身分为机背舱、中机身舱和机腹舱的传力结构的模块结构进行设计，在两舱之间增加中机身舱并相互连接，即以中机身舱的结构件，分别与机背舱和机腹舱的对应结构件连接；设计方案以机背舱或机腹舱作为主传力的机身结构，分别用于安装机载系统设备，以及燃油或电源；中机身舱用于装载货物或载荷设备；相应设计机身的前端结构和后端结构。

2.根据权利要求1所述的多发布局模块结构的航空器设计方法，其特征在于：对装载量小的机身，在机身上连接安装其它大部件，包括在机背舱上连接机翼和尾翼；其中，机翼在机背舱上的连接位置适应安装2台或3台发动机的布局调整，设计成可沿机身轴线前后移动调整及安装，为此，在机背舱的隔框设计中，对连接机翼的隔框适当加强，增加辅助隔框以便机翼连接位置的调整及安装。

3.根据权利要求2所述的多发布局模块结构的航空器设计方法，其特征在于：机翼连接在机腹舱下方重心附近；主起落架选择安装在机翼下发动机舱内，或安装在机腹舱外部两侧，前起落架安装在机身前端结构上。

4.根据权利要求1所述的多发布局模块结构的航空器设计方法，其特征在于：对装载量大的机身，选择三台同型发动机的布局，以此选择在机头或在机尾设计舱门方案；在中机身舱的侧壁上设计若干个辅助结构，包括在机背舱上连接机翼和尾翼，其中，机翼在机背舱上的连接位置设计为可调整连接位置的方案。

5.根据权利要求4所述的多发布局模块结构的航空器设计方法，其特征在于：机翼连接在机腹舱下方重心附近；机腹舱内设计承载货物的地板结构；主起落架选择安装在机翼下发动机舱内，或安装在机腹舱外部两侧的主起落架舱，前起落架安装在机身前端结构上。

6.一种按照权利要求1-5中任意一项所述设计方法设计的多发布局模块结构的航空器系统，其特征在于：航空器包括机体结构，发动机，机载系统；机体结构采用固定翼构型，由几个大部件组成，包括机身，机翼，尾翼，起落架；并在机体结构上安装多台发动机，安装机载系统；所述发动机安装在机体的机翼上或机身上并以模块结构布局设计；同型2台或3台发动机在机体上布局设计，在单发故障或拆卸后双发可以持续飞。

7.根据权利要求6所述的多发布局模块结构的航空器系统，其特征在于：所述机载系统包括综合航电及控制系统；在起落架可伸缩或变形的支柱上利用可压缩运动部件，安装能够自动检测航空器重量重心的位移传感器，或者选择激光器替代位移传感器；机载系统通过线缆或数据链与所选用的地面设备链接，将有关的机载数据传送到地面系统。

8.根据权利要求6所述的多发布局模块结构的航空器系统，其特征在于：所述航空器包括固定翼无人机、通航飞机。

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