CN113335499B - 一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机 - Google Patents

一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，所述无人机包括：呈飞翼式气动布局的机身及机翼；以及沿着机身轴线设置的涡扇发动机和多个分布于所述机身轴线两侧的固体火箭发动机，其中，所述固体火箭发动机并排布置且对称安装在涡扇发动机的两侧，且所述固体火箭发动机的长细比大于涡扇发动机，同时所述固体火箭发动机的直径小于所述涡扇发动机，所述固体火箭发动机推力线与所述无人机的重心在同一水平面内。本申请的高机动无人机通过采用技术成熟、性能可靠的固体火箭发动机作为临时辅助动力源，可有效避免无人机大过载飞行过程中的减速情况，增强无人机对抗空空导弹时的机动能力，提升无人机在空战中的生存机率。

Description

一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机
技术领域
本申请属于飞机总体设计技术领域，特别涉及一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机。
背景技术
随着无人机技术的飞速发展，使无人机对空作战成为未来空战的趋势。在对空作战中，飞机主要采用投放诱饵弹以及机动规避等手段与空空导弹进行对抗。由于无人机飞行不受飞行员生理承受能力的限制，其可采取更大过载的机动动作来躲避空空导弹的攻击，有效提升无人机在空战中的生存机率。
然而无人机在机动躲避空空导弹过程中，需提高迎角以产生足够的法向过载，但提高迎角的同时会导致无人机飞行阻力增加，且机动过载越大、阻力越大。当前对空作战飞机普遍采用涡轮风扇发动机作为动力装置，涡扇发动机的工作原理决定了其无法实现无人机做大过载机动飞行时的推阻平衡，导致无人机速度降低。无人机飞行速度降低反过来导致最大可用过载下降，不利于实现对空空导弹的规避。
发明内容
本申请的目的是提供了一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
本申请的技术方案是：一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，所述无人机包括：
呈飞翼式气动布局的机身及机翼；以及
沿着机身轴线设置的涡扇发动机和多个分布于所述机身轴线两侧的固体火箭发动机，其中，所述固体火箭发动机并排布置且对称安装在涡扇发动机的两侧，且所述固体火箭发动机的长细比大于涡扇发动机，同时所述固体火箭发动机的直径小于所述涡扇发动机，所述固体火箭发动机推力线与所述无人机的重心在同一水平面内。
进一步的，所述无人机的机身头部成冯卡门曲线造型。
进一步的，所述无人机的机身下表面采用倒梯形截面构型，机身上部沿机身轴线布置有进气道。
进一步的，所述机翼包括主翼和边条翼，所述主翼用于提供飞机飞行时的主要升力，所述边条翼主要用于提升机翼升力特性。
进一步的，所述主翼的前缘和后缘分别设置舵面。
进一步的，所述边条翼与主翼的前缘采用折线设计以减小前向雷达散射集中角度、提升无人机隐身特性。
进一步的，所述固体火箭发动机与机身、机翼进行气动外形融合设计，以降低无人机整体横截面积。
本申请的高机动无人机通过采用技术成熟、性能可靠的固体火箭发动机作为临时辅助动力源，可有效避免无人机大过载飞行过程中的减速情况，增强无人机对抗空空导弹时的机动能力，提升无人机在空战中的生存机率。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的无人机前视图。
图2为本申请的无人机俯视图。
图3为本申请的无人机立体图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
拟利用固体火箭发动机推力平衡无人机大过载飞行时产生的阻力，为了维持无人机对空作战过程中的速度稳定，提升无人机战场生存机率，本申请中提出了一种利用固体火箭发动机的推力来平衡无人机大过载飞行时产生的阻力的无人机结构。
如图1至图3所示，本申请提供的无人机包括：采用气动、隐身一体化设计的飞翼式气动布局的机身1及机翼2；沿着机身轴线设置的涡扇发动机3和多个分布于机身轴线两侧的固体火箭发动机4，其中，固体火箭发动机4并排布置且对称安装在涡扇发动机3的两侧，且固体火箭发动机4的长细比大于涡扇发动机3，同时固体火箭发动机4的直径小于涡扇发动机3，固体火箭发动机4的推力线与无人机的重心在同一水平面内。
在本申请中，无人机采用翼身融合的设计方式。优选的，机身头部11的外廓采用冯卡门曲线设计以降低超声速飞行阻力，机身下表面采用船形(倒梯形)的截面设计、机身上部沿机身轴线布置进气道，以增强无人机的隐身特性(见图1)。
在本申请中，机翼2主要由主翼21和边条翼22组成，主翼21提供飞机飞行时的主要升力，边条翼22主要用于提升机翼升力特性。其中，主翼21的前缘和后缘分别设置舵面，边条翼22与主翼前缘采用折线设计以减小前向雷达散射集中角度、提升无人机隐身特性。
再次参见图2和图3所示，在图示所示实施例中，无人机的动力装置采用1个涡扇发动机加6个固体火箭发动机(瞬时大推力)组合形式，固体火箭发动机用于提供瞬时大推力。工作时，机身两侧对称的两个固体火箭发动机同时点火，以避免对无人机产生较大推力偏心干扰。固体火箭发动机安装处的机身传力结构进行适应性加强设计。
本申请的无人机中固体火箭发动机配合涡扇发动机的使用流程如下：
无人机对空作战过程中，通过机载传感器判断空空导弹来袭，适时拉起迎角进行大过载机动。无人机建立迎角后，启动固体火箭发动机，利用固体火箭推力平衡大迎角飞行时的气动阻力，以保持无人机飞行速度稳定。固体火箭发动机工作结束后，无人机迅速降低迎角进入小过载飞行状态，继续执行对空作战任务。
本申请所提供的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机通过采用技术成熟、可靠性及环境适应性好的固体火箭发动机，可有效避免无人机大过载飞行过程中的减速情况，增强无人机对抗空空导弹时的机动能力，提升无人机在空战中的生存机率。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述无人机包括：
呈飞翼式气动布局的机身及机翼；以及
沿着机身轴线设置的涡扇发动机和多个分布于所述机身轴线两侧的固体火箭发动机，其中，所述固体火箭发动机并排布置且对称安装在涡扇发动机的两侧用于提供瞬时大推力，且所述固体火箭发动机的长细比大于涡扇发动机，同时所述固体火箭发动机的直径小于所述涡扇发动机，所述固体火箭发动机推力线与所述无人机的重心在同一水平面内。
2.如权利要求1所述的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述无人机的机身头部成冯卡门曲线造型。
3.如权利要求2所述的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述无人机的机身下表面采用倒梯形截面构型，机身上部沿机身轴线布置有进气道。
4.如权利要求1所述的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述机翼包括主翼和边条翼，所述主翼用于提供飞机飞行时的主要升力，所述边条翼主要用于提升机翼升力特性。
5.如权利要求4所述的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述主翼的前缘和后缘分别设置舵面。
6.如权利要求4所述的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述边条翼与主翼的前缘采用折线设计以减小前向雷达散射集中角度、提升无人机隐身特性。
7.如权利要求1所述的基于固体火箭辅助动力的高机动无人机，其特征在于，所述固体火箭发动机与机身、机翼进行气动外形融合设计，以降低无人机整体横截面积。
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