CN115817872A

CN115817872A - 一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器

Info

Publication number: CN115817872A
Application number: CN202211623285.5A
Authority: CN
Inventors: 武明建; 吕震; 吴志林; 司鹏
Original assignee: Nanjing University of Science and Technology
Current assignee: Nanjing University of Science and Technology
Priority date: 2022-12-16
Filing date: 2022-12-16
Publication date: 2023-03-21

Abstract

本发明公开了一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，包括机身、机翼、副翼、尾翼、推进螺旋桨及重心调节机构；所述机翼为可变展长和变后掠的伸缩机翼，设置在机身中部的左右两侧；所述副翼设置在外侧机翼的后缘处；所述尾翼为倒V型尾翼，可折叠在机身中后段的侧面；所述推进螺旋桨设置在机身尾部，可折叠收放在机身中后段的凹槽处；所述重心调节机构，以电池作为配重块，安装在机身内部；本发明飞行器能够减小空中飞行的阻力，具有低速巡航和高速跟踪的能力，保证飞行的稳定性。

Description

一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器

技术领域

本发明属于飞行器技术领域，尤其涉及一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器。

背景技术

变体无人机是近年来诞生的一种新型的兼具侦查监视与末端毁伤能力的飞行器。该飞行器的工作模式分为发射管折叠收纳模式、大展弦比巡航模式、小展弦比变后掠跟踪模式、末端大后掠角攻击毁伤模式，可以根据任务需求在各种工作模式之间进行转换。

无人飞行器可用于执行战场侦察监视、定位校射、毁伤评估、电子战等多种任务，与传统固定翼飞行器相比，适于发射管投放部署的变体飞行器具备体积小、便携性好、毁伤精度高等多种优点，可通过直升机空射或地面发射车发射的方式快速投放到作战区域上空执行任务，尤其适合两栖登陆作战、城市环境作战、多机协同集群等方面。

目前国内外变体飞行器多以“弹簧刀”无人机的构型作为参考，采用前后双翼折叠的设计方案，巡航状态机翼展弦比小、尾翼面积大，导致飞行过程中存在阻力大、能耗高、巡航时间短、作战半径小等诸多问题，无法执行长时间、远距离的侦查监视任务，战场环境适应能力差；另外，现有折叠翼变体飞行器的机翼多采用扭簧打开并锁定位置的设计方案，难以进行宽速域的变体飞行，无法跟踪地面或海面高速移动目标，同时导致在末端攻击目标时飞行速度低、机动性差，易被防空火力拦截，严重限制了管式发射飞行器执行任务的能力。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，解决现有管式发射折叠翼变体飞行器存在的能耗高、巡航时间短、航程短、飞行速域小、战场环境适应能力差等问题。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，包括机身、机翼、副翼、尾翼、推进螺旋桨及重心调节机构；其特征在于：

所述机翼为可变展长和变后掠的伸缩机翼，设置在机身中部的左右两侧；

所述副翼设置在外侧机翼的后缘处；

所述尾翼为倒V型尾翼，可折叠在机身中后段的侧面；

所述推进螺旋桨设置在机身尾部，可折叠收放在机身中后段的凹槽处；

所述重心调节机构，以电池作为配重块，安装在机身内部。

本发明与现有技术相比，其显著优点是：

(1)在可变气动布局设计方面，采用折叠后呈圆柱型的气动布局方式，可通过直升机空射、地面发射车发射或舰艇炮射的方式快速投放到作战区域上空执行任务，实现发射方式的多样性，同时大大减小空中飞行的阻力。

(2)在轻量化和小型化设计方面，采用碳纤维、玻璃纤维等高强度、高质量比的材料来成型非常规的新型抗压机体，使得飞行器在重量和强度之间能够保持很好的平衡性。伸缩机翼采用内外侧机翼嵌套设计，减小了飞行器体积及其起飞时所需的空间，同时减轻了飞行器重量，符合飞行器轻量化的发展趋势。为了实现飞行器的小型化，同时对机翼、尾翼、螺旋桨的布置及变形形式进行优化；机翼收缩后掠90度，左右两侧机翼可重叠收置于机身中后段的上方；尾翼绕固定轴旋转折叠后紧贴机身两侧；螺旋桨的两个桨叶可分别收置于机身中后段的上下两个凹槽内；当三者同时折叠收放后呈圆柱型，有利于无人飞行器的存储、携带和管式发射。

(3)在多模式转换方面，由于飞行器在各种飞行模式下的飞行状况不同，采用预加载的扭簧使尾翼快速展开，实现从折叠状态到飞行状态的快速转换；大展弦比模式通过控制展弦比，实现长时间巡航；小展弦比变后掠模式同时控制展弦比和后掠角，实现同步追踪；末端大后掠角模式通过机翼的旋转角度来控制后掠角，实现末端攻击提速，在本发明方案中，机翼在驱动机构的作用下转动，对称地改变机翼后掠角的大小，使得飞行器具有低速巡航和高速跟踪的能力。

(4)设计了重心调节机构，常规变后掠飞行器在机翼由小后掠角变到大后掠角位置时，机翼气动中心比重心后移得多，严重影响飞行器的纵向平衡，本发明设计的机构中，电池设置在底座上，即作为动力源，又作为配重块；舵机固定在平台上，通过联轴器将动力输出传递给丝杠，丝杠螺母与丝杠配合，与底座固定连接；丝杠螺母沿丝杠轴向移动，带动电池沿机身轴向平移，在机翼变后掠的过程中，电池前后移动来调整飞行器重心，保证飞行的纵向稳定性。

附图说明

图1是本发明发射管折叠收纳模式的结构示意图。

图2是本发明大展弦比巡航模式的结构示意图。

图3是本发明小展弦比变后掠跟踪模式的结构示意图。

图4是本发明末端大后掠角攻击毁伤模式的结构示意图。

图5是重心调节机构的位置示意图。

图6是后掠驱动机构的装配示意图。

图7是重心调节机构的装配示意图。

图8是丝杠及丝杠螺母的安装示意图。

图9是电池的安装及运动示意图。

其中：1-机身、2-内侧机翼、3-外侧机翼、4-副翼、5-尾翼、6-柔性整流罩、7-螺旋桨、Ⅰ-后掠驱动机构、Ⅱ-重心调节机构、11-大舵机、12-弹性联轴器、13-蜗杆、14-蜗轮、21-舵机、22-联轴器、23-丝杠、24-丝杠螺母、25-底座、26-电池、27-滑轨、28-平台、29-轴承座、30-轴承

具体实施方式

下面结合附图及具体实施对本发明做进一步的介绍。

如图1所示，本发明的一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，包括机身1、一对可变展长和变后掠的伸缩机翼(内侧机翼2和外侧机翼3)、一对副翼4、倒V型尾翼5、柔性整流罩6和推进螺旋桨7。机身1采用折叠后呈圆柱型的外形布局，一对可变展长和变后掠的伸缩机翼安装在机身1的中部两侧，内侧机翼2与外侧机翼3相嵌套，通过调节可变形机翼的翼展和后掠角来改变飞行器的气动性能，一对副翼4安装在外侧机翼3的后缘处。一对尾翼5呈倒V型，通过扭簧安装在机身1的中后段，旋转折叠后与机身1紧密贴合，机身1上左右两侧的柔性整流罩6覆盖在尾翼的控制机构上，用于改善气流性能，推进螺旋桨7安装在机身1尾部，可折叠收放在机身1中后段的凹槽处。机身1内部增设了一套重心调节机构Ⅱ，在变后掠机构Ⅰ运行，机翼后掠角发生变化的同时，飞行器重心能够同步调节，保证飞行的纵向稳定性。

图2-图4展示了飞行过程中的三种飞行模式，图5展示了两套驱动机构的相对位置，图6展示了后掠驱动机构Ⅰ具体的组装、运动过程，图7-图9展示了重心调节机构Ⅱ具体的组装、运动过程。

所述后掠驱动机构包括大舵机11、弹性联轴器12、蜗杆13、蜗轮14。大舵机11通过弹性联轴器12将动力输出传递给蜗杆13，蜗杆13与蜗轮14啮合传动，蜗轮14通过转动杆带动伸缩机翼转动，实现伸缩机翼后掠角的改变。

所述重心调节机构包括舵机21、联轴器22、丝杠23、丝杠螺母24、底座25、电池26、滑轨27、平台28、轴承座29、轴承30。电池26固定在底座25上，既作为动力源，又作为配重块，大大减轻飞行器的重量；舵机21固定在平台28上，通过联轴器22将动力输出传递给丝杠23；丝杠螺母24与丝杠23配合，并与底座25固定连接；滑轨27中的滑块固定在底座25上，导轨固定在平台28上，其一方面滑块和导轨相配合，保证电池只能沿着机身轴向方向移动，另一方面可以对电池26起支撑作用；丝杠23的两端安装一对轴承30，轴承30安装在轴承座29内，轴承座29固定在机身1内部。

当机翼后掠角改变时，大舵机11的动力输出通过蜗杆13、蜗轮14传递给机翼，机翼后掠角发生改变，同时另一个舵机21在飞控系统的作用下开始运行，通过丝杠螺母组23与24将动力传递给底座25，控制电池26的移动来调整飞行器重心。为保证飞行的纵向稳定性，应使飞行器重心与压心(气动中心)的移动距离基本相等，即

其中，a、b分别表示左(或右)侧机翼压心、重心与转轴中心沿展长方向的等效长度，θ表示后掠角度，m₁表示电池(配重块)质量，m₂表示机翼重量，m表示飞行器总质量，Δx表示电池移动的距离。

该机构通过丝杠螺母结构实现飞行器重心调整，从而匹配由于机翼后掠角变化导致的气动中心改变。

该方案的机身前半部分呈圆柱形，在折叠状态下可通过直升机空射、地面发射车发射或舰船炮射的方式快速投放到作战区域上空执行任务。机身中部位置布置了一对可变展长和变后掠的伸缩机翼，采用内、外侧机翼相嵌套的方式，以内侧机翼2相对飞行器机身固定，外侧机翼3相对内侧机翼2滑动的方式调节机翼翼展，从而增加机翼的展弦比，进而减小诱导阻力与能量消耗，以增加飞行器的巡航时间；同时，设计了一种驱动机构Ⅰ来控制机翼的后掠角，在末端攻击阶段将机翼变为后掠机翼，增加飞行速度，从而提高突防概率。一对副翼4安装在外侧机翼3的后缘处，左右副翼差动偏转所产生的滚转力矩可以增加飞行器的横向稳定性；一对倒V型尾翼5在发射前紧贴机身，发射后会通过扭簧等装置绕尾翼固定轴快速旋转展开，且机身内部布置有曲柄连杆机构，连杆的摆动通过中间杆将运动传递给尾翼的主梁，从而带动尾翼发生偏转。当两边舵面同向偏转时，起升降舵作用，控制飞行器的俯仰；当两边舵面差动偏转时，起方向舵作用，控制飞行器的偏航。柔性整流罩6覆盖在尾翼的控制机构上，用于改善气流特性。推进螺旋桨7安装在机身1尾部，用于提供飞行时需要的推力，在发射前螺旋桨叶片可折叠收放在机身1中后段的凹槽处。

该方案的变体飞行器执行任务的过程通常可分为三个阶段：

(1)发射阶段：外侧机翼、尾翼、推进螺旋桨收缩，折叠在机身对应位置内，以减小发射管长度，便于携带。发射后尾翼与螺旋桨自动弹开，同时机翼依靠驱动机构迅速展开变为平直构型。

(2)巡航阶段：机翼展开之后，外侧机翼通过伸缩机构(例如舵机)快速向外伸展，展弦比可根据实际任务环境要求自动调节，从而减小诱导阻力与能量消耗，增加巡航时间。

(3)末端攻击阶段：发现目标后，外侧机翼向内收缩，同时依靠驱动机构自主变为后掠机翼，提高末端飞行速度，增加突防过程中的机动性与灵活性。在机翼后掠过程中，整个飞行器的气动中心比重心后移得多，飞行器容易失稳。此时重心调节机构就会通过自动调整电池的位置来保证飞行器的纵向稳定性。

飞行器机体结构大范围使用碳纤维增强复合材料等高强度、高质量比的材料，在满足强度要求的前提下实现轻量化；在可变构型机构设计方面，伸缩机翼2和3、倒V型尾翼5和推进螺旋桨6均可折叠收放，满足小型化的设计需求。在多模式转换方面，结合本发明方案，设计一套兼顾不同飞行模式下的控制系统，大展弦比巡航模式下通过外侧机翼3相对于内侧机翼2的位移量来控制展弦比，实现长时间巡航；小展弦比变后掠跟踪模式同时控制展弦比和后掠角，实现同步追踪；末端大后掠角攻击毁伤模式通过机翼的旋转角度来控制后掠角，实现末端攻击提速。

Claims

1.一种具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，包括机身、机翼、副翼、尾翼、推进螺旋桨及重心调节机构；其特征在于：

所述副翼设置在外侧机翼的后缘处；

所述尾翼为倒V型尾翼，可折叠在机身中后段的侧面；

所述重心调节机构，以电池作为配重块，安装在机身内部，用于调整飞行器重心以匹配机翼后掠角变化导致的气动中心改变。

2.根据权利要求1所述的具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，其特征在于：所述重心调节机构包括：舵机、联轴器、丝杠、丝杠螺母、底座、滑轨、平台、轴承座、轴承；

所述舵机固定在平台上，通过联轴器将动力输出传递给丝杠，丝杠螺母与丝杠配合，与底座固定连接；

所述滑轨中的滑块固定在底座上，导轨固定在平台上，丝杠螺母沿丝杠轴向移动，带动电池沿滑轨平移；

所述电池固定在底座上，既作为动力源，又作为配重块。

3.根据权利要求1所述的具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，其特征在于：重心调节机构调整时满足：

其中，a、b分别表示单侧机翼压心、重心与转轴中心沿展长方向的等效长度，θ表示后掠角度，m₁表示电池质量，m₂表示机翼重量，m表示飞行器总质量，Δx表示电池移动的距离。

4.根据权利要求1所述的具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，其特征在于：所述机翼包括内侧机翼和外侧机翼，副翼设置在外侧机翼的后缘处。

5.根据权利要求1所述的具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，其特征在于：所述尾翼通过扭簧安装在机身的中后段。

6.根据权利要求1所述的具有重心调节功能的可变气动布局飞行器，其特征在于：机身上左右两侧设有柔性整流罩，柔性整流罩覆盖在尾翼的控制机构上。

7.根据权利要求1-6任一项所述的可变气动布局飞行器，其特征在于：包含三个飞行阶段：

(1)发射阶段：机翼、尾翼、推进螺旋桨收缩，发射后尾翼与推进螺旋桨自动弹开，同时机翼展开变为平直构型；

(2)巡航阶段：机翼展开之后，外侧机翼向外伸展；

(3)末端攻击阶段：发现目标后，外侧机翼向内收缩，同时变为后掠机翼，在机翼后掠过程中，重心调节机构通过自动调整电池的位置来保证飞行器的纵向稳定性。