CN116986024A - 一种组合式仿生自旋飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种组合式仿生自旋飞行器。通过仿生自然界花朵、翅果的结构布局实现自旋式飞行与下落；采用橡皮筋与卡槽结构实现组合体与单翼体的组合与分离；组合体与单翼体均具有自由飞行、速降、滑翔、自旋下落四种滞空模式；采用动力桨与机翼提供主要升力实现自旋式机动飞行；通过周期性控制主翼、副翼安装角度与动力桨牵引力来实现不同滞空模式的转换。本发明组合式仿生自旋飞行器机动灵活、控制方便、滞空模式多、隐蔽性能好、能源消耗少、可实现载荷部署与集群化使用。
Description
技术领域
本发明涉及仿生智能飞行器技术，具体涉及一种组合式仿生自旋飞行器。
背景技术
单翼飞行器是模仿自然界枫树种子翅果的气动结构布局的一种低小慢飞行器，其特殊结构可以保证在下落时迅速产生自旋并稳定下落。但是纯粹的单翼布局缺乏灵活性，仅具有减速下落的功能，不具有机动飞行、滑翔等功能。新型无人飞行器在朝着小型化、仿生化、组合化、智能化的方向发展，因此将飞行器与翅果等自然生物体相结合是一种较好的发展方向。
中国专利202210083794.7中公开了《一种高速远航主机和隐身子机协同作战的组合飞行器》，其采用子母机的组合方式将两个子机放置在主机机翼后方。但其子母机均为固定翼式飞行器，仿生性和伪装性不强，在慢速飞行时机动性能不好。
发明内容
本发明的目的在于提供一种具有减速下落和机动飞行的仿生飞行器，同时具有多种飞行滞空模式，可以有效地实现机动和隐蔽性能，实现对一定载荷的运输。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种组合式仿生自旋飞行器，具有组合体与单翼体两种状态，由若干个单翼体周向排列构成组合体，飞行器组合体仿生自然界花朵结构，飞行器单翼体仿生自然界翅果结构，该飞行器采用的气动结构布局能够产生稳定的自旋来实现飞行与下落；单翼体的机身头部具有束缚架和卡槽，将单翼体的机身沿周向依次卡入卡槽，并用橡皮筋套住束缚架，实现飞行器的组合安装与固定；机身上装有分离控制器，分离控制器控制分离杆摆动挑开橡皮筋实现解锁，解锁后利用组合体自旋飞行时产生的离心力实现单翼体的散布。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
(1)本发明飞行器组合体仿生自然界梨树花朵，飞行器单翼体仿生自然界枫树翅果，根据其特殊的结构质量布局，可以使飞行器在自然下落时产生稳定的自旋，自旋状态具有较大的升力和较小的下落速度，具有良好的飞行稳定性和仿生隐蔽伪装性。
(2)本发明一种组合式仿生自旋飞行器采用在机翼的前缘安装动力桨作为动力源，可以主动为飞行器提供动力，能量消耗少，效率转化高，配合使用对主翼、副翼、动力桨的控制可以实现自由飞行。
(3)本发明飞行器具有组合体与单翼体两种状态，并且均具有自由飞行、速降、滑翔、自旋下落四种滞空模式，不同模式之间可以相互转变，可控性能强，隐蔽性能与反侦察性能强。
(4)本发明一种组合式仿生自旋飞行器在仿生的基础上增加多个额外功能，在去除动力桨、副翼等零件简化后，仍保有稳定自旋减速下落的仿生功能。
附图说明
图1为本发明一种组合式仿生自旋飞行器总体图。
图2为本发明飞行器单翼体结构示意图。
图3为本发明飞行器组合方式示意图。
图4为本发明飞行器组合体解锁与分离示意图。
图5为本发明飞行器组合体与单翼体速降模式示意图。
图6为本发明飞行器组合体滑翔模式示意图。
图7为本发明飞行器不同滞空模式之间转换图。
图8为本发明飞行器组合体其他组合数量示意图。
图9为本发明飞行器某种简化版示意图。
图10为本发明飞行器组合体等效进动圆盘作用图。
图11为本发明飞行器单翼体等效进动圆盘作用图。
图12为本发明飞行器组合体自旋航向俯视图。
图13为本发明飞行器单翼体自旋航向俯视图。
图14为本发明飞行器单翼体气动布局示意图。
图15为本发明飞行器自旋下落时翼片单元受力图。
图16为本发明飞行器自旋上升时翼片单元受力图。
图17为本发明飞行器单翼体主翼俯仰与副翼摆动说明图。
图18为本发明飞行器单翼体主翼上倾滚转说明图。
图19为本发明飞行器副翼摆动控制说明图。
图20为本发明飞行器整体工作控制流程图。
其中：1-负载，2-机身，3-主翼，4-副翼，5-前缘配重，6-动力桨，7-翼尾配重，8-副翼控制器，9-主翼控制器，10-飞行控制器，11-分离控制器，12-分离杆，13-橡皮筋，14-束缚架，15-卡槽。
I-组合体自由飞行模式，II-组合体滑翔模式，III-组合体速降模式，Ⅳ-组合体自旋下落模式，V-组合体分离，VI-单翼体自由飞行模式，VII-单翼体速降模式，VIII-单翼体自旋下落模式，IX-单翼体滑翔模式。
RA、RS分别为飞行器组合体、单翼体自旋等效进动圆盘半径；G-质心分布区域、B-机身部、W1-翼颈部、W2-翼腹部、W2-翼尾部、l-翼展向弦位置、c(l)-弦长函数(即包络线曲线)、dl-翼片单元展向宽度、dc-翼片单元弦向长度。
对于图15-16中的翼片单元：φ-合成风速来流角，α-翼片单元攻角，θ-翼片单元倾角(俯仰角)，U-合成风速，UT-水平风速，UP-竖直风速，dD-翼片单元阻力，dL-翼片单元升力，dN-翼片单元竖直力，dC-翼片单元水平力。
图17-19中，θ0-主翼俯仰角、θ1-副翼控制摇杆角、θ2-副翼摆动角、θ3-副翼控制连接杆角、θr-主翼滚转角、L1-主翼段长度、L2-摇杆段长度、L3-连接杆段长度、L4-副翼段长度、H-舵机段高度、801-副翼控制舵机、802-副翼控制摇杆、803-副翼控制连接杆。
具体实施方式
下面将结合本发明的附图和工作原理，对本发明一种集群攻顶弹药仿生单翼布撒器做进一步详细说明。
如图1～图20所示，本发明为一种组合式仿生自旋飞行器，具有组合体与单翼体两种状态，由若干个单翼体周向排列构成组合体，飞行器组合体仿生自然界花朵结构，飞行器单翼体仿生自然界翅果结构，该飞行器采用的气动结构布局能够产生稳定的自旋来实现飞行与下落；单翼体的机身2头部具有束缚架14和卡槽15，将单翼体的机身2沿周向依次卡入卡槽15，并用橡皮筋13套住束缚架14，实现飞行器的组合安装与固定；机身2上装有分离控制器11，分离控制器11控制分离杆12摆动挑开橡皮筋13实现解锁，解锁后利用组合体自旋飞行时产生的离心力实现单翼体的散布。
如图2所示，本发明飞行器单翼体包括负载1、机身2、机翼、前缘配重5、动力桨6、翼尾配重7、副翼控制器8、主翼控制器9、飞行控制器10、分离控制器11、分离杆12。机翼为平板翼型；机翼包括主翼3和副翼4。
所述机身2用于组合体的组装与各零件的安装，在自旋下落时保持水平，机身2上装有负载1、飞行控制器10、分离控制器11，并通过主翼控制器9连接主翼3。负载1为仿生翅果的种子结构，为单翼体质量集中部位；飞行控制器10具有飞行控制、姿态解算、数据信号传输、传感监测功能，是飞行器的总体控制中心；主翼控制器9用于控制主翼3的安装角度，包括俯仰角θ0和滚转角θr，使其产生不同大小和方向的气动力来控制飞行器不同工作方式的转换；飞行控制器10分别与副翼控制器8、主翼控制器9、分离控制器11电连接。
主翼3上装有前缘配重5、翼尾配重7、动力桨6、副翼控制器8。所述前缘配重5用于使机翼产生不平衡力，引导飞行器单翼体产生自旋；所述翼尾配重7用于匹配机翼的转动惯量，从而使飞行器单翼体产生稳定自旋；通过调整前缘配重5和翼尾配重7以使飞行器单翼体质量分布合理；所述副翼控制器8用于控制副翼4的摆动，副翼4用于对主翼3产生的气动力进行微调控制，通过改变机翼的局部气动力来保证稳定飞行与下落；所述动力桨6固定在主翼3的前缘，用于使飞行器自旋产生提供足够的升力。
如图5～图7所示，本发明飞行器的组合体与单翼体均具有自由飞行、速降、滑翔、自旋下落四种滞空模式；通过对主翼3、副翼4、动力桨6的控制来实现不同模式之间的转换；飞行器在任何滞空状态都能够转换成自旋状态，自旋状态也能够转换成其他任何滞空状态，即不同滞空模式之间可以相互转换。
自由飞行模式亦称有动力模式，飞行器通过配合升降动作和平移动作来实现，此时需开启动力桨6；所述飞行器组合体自由飞行模式与飞行器单翼体自由飞行模式，需控制主翼3前缘上倾，即主翼俯仰角θ0＜0，由动力桨6带动机翼旋转从而提供升力，通过控制主翼3与副翼4安装角度与动力桨6动力来调整升力大小实现升降，通过对主翼3、副翼4、动力桨6的周期循环控制使得飞行器产生周向不平衡力，从而实现平动。
速降、滑翔、自旋下落三种滞空模式亦称无动力模式，均需关闭动力桨6并使主翼3前缘下倾，即主翼俯仰角θ0＞0，此时飞行器仿生下落，噪声降低，隐蔽性和伪装性提高。
飞行器组合体速降模式：控制所有主翼3向上折起，即较大的主翼滚转角θr，使飞行器自旋失速，进而以最小阻力快速下落。
飞行器单翼体速降模式：控制飞行器主翼3或副翼4安装角度变大，即主翼俯仰角θ0、主翼滚转角θr、副翼摆动角θ2三者任一角度过大，使飞行器单翼体无法产生稳定自旋，从而因自转失速升力不足导致速降。
飞行器组合体与飞行器单翼体滑翔模式：通过使主翼3和副翼4的安装角度周期性变化，使得飞行器产生沿某一水平方向上的牵引力，并确保飞行器不会自旋失速，从而实现同时下落和平动即为滑翔模式。
飞行器自旋下落模式：即固定主翼3和副翼4的安装角度，飞行器会自动进入自旋下落状态，主翼3和副翼4的安装角度不同对应飞行器的固有自转角速度和下落速度的不同。
如图7所示，本发明组合式仿生自旋飞行器组合体可以自由分离成单翼体，不同滞空模式之间可以灵活转换，包括但不限于图中所示的转换情况。
如图8～图9所示，本发明飞行器具有多种组合与配置方式；飞行器组合体由若干个飞行器单翼体组成，不限于一种数量的组合方式；飞行器单翼体可以去除部分零件，组成简化版结构，进而使相应功能减少，但不影响最基本仿生功能，即自旋减速稳定下落：
简化方式包括但不限于：去除分离控制器11与相关结构进而失去组合能力；去除动力桨6进而失去动力飞行模式；去除副翼4仅保留主翼3进而失去滑翔平动能力；去除主翼控制器9进而失去对固有转速落速的控制。
接下来对飞行器进行结构、运动学、动力学分析：
飞行器在自旋下落过程中的欧拉运动学方程如下：
其中：Ix、Iy、Iz为飞行器三轴主转动惯量(由小到大排序)，x、y、z为飞行器惯性主轴，分别对应俯仰、滚转和偏航，ωx、ωy、ωz为三轴角速度，Qx、Qy、Qz为三轴气动力矩，为三轴角加速度。
如图10～图13所示，飞行器在自旋时会产生一个等效进动圆盘，飞行器组合体与单翼体所受合外力可由以下运动学公式计算：
其中：MA、MS分别为飞行器组合体、单翼体总质量，V为相对风速，t为时间，g为重力加速度，ρ为空气密度，RA、RS分别为飞行器组合体、单翼体等效进动圆盘半径，CA、CS分别为飞行器组合体、单翼体等效进动圆盘阻力系数。
改变飞行器主翼3、副翼4的安装角度和动力桨6的推力，可以改变其所受瞬时升阻力大小；周期性控制主翼3、副翼4的安装角度和动力桨6的推力在某方位角区间内变化，可以改变飞行器在等效进动圆盘某一侧的气动力，使飞行器产生周向不平衡力，从而实现图中箭头所示某方向的平动。
对于飞行器组合体，由于各单翼体沿周向均匀分布，故其质量中心和旋转中心均位于组合体的中心位置，气动力分布在各机身2与机翼上，固有自旋性能的实现依靠各机翼的俯仰倾斜；对于飞行器单翼体，由于机身2附近质量较为集中，机翼附近质量较为分散，质心与旋转中心靠近机身，由于机翼产生主要气动力，气动中心位置靠近机翼的形心，由重力和气动力共同产生的效应会使飞行器单翼体由于力不平衡而产生自旋。
根据翅果的结构和气动特性，仿生翅果飞行器单翼体的气动布局如图14所示，自旋运动时旋转近似水平，旋转面近似飞行器平面。负载1、机身2、主翼控制器9、飞行控制器10以及分离控制器11位于机身部B；主翼3分为翼颈部W1、翼腹部W2、翼尾部W2。质心位于机身2和主翼3之间的区域G内，由于自旋中心位于质心位置，且翼颈部W1的部分气动力矩用于抵消机身部B的气动力矩，因此不考虑机身部B和翼颈部W1引起的自旋。由于翼尾部W2弦向长度收缩，在自旋运动时气流会在此处向外扩散，因此不考虑翼尾部W2所产生的气动力。图中阴影部分为飞行器单翼体产生固有自旋的主要气动区域，其主要位于翼腹部W2，此部位对仿生翅果飞行器单翼体的气动特性影响最大。副翼4位于翼腹部W2区域内的后缘位置，用于对飞行器翼腹部W2的气动特性进行微调，在自旋的同时对副翼4进行循环控制还能够实现飞行器的平动；动力桨6位于翼腹部W2区域内的前缘靠近翼尾的位置，此处由动力桨6产生的牵引力作用效果最佳；前缘配重5位于机翼的前缘，翼尾配重7位于翼尾部W2。
将飞行器的机翼视为平板翼型，并且将图14中阴影部分的机翼离散化成翼片单元表示，可以得到图15～图16所示的自旋下落与自旋上升时的翼片单元受力图，翼片单元受力公式如下：
其中：θ为翼片单元倾角(俯仰角)；U为合成风速；dD、dL分别为翼片单元阻力、升力；dN、dC分别为翼片单元竖直力、水平力，飞行器的自旋运动由水平力引起；CL、CD分别为翼片单元升、阻力系数，其值与翼片单元攻角α有关；ds为翼片单元面积，ds＝dl*dc，dl为翼片单元展向宽度、dc为翼片单元弦向长度；图中合成风速来流角φ与翼片单元倾角θ相比可大可小，dN、dC根据坐标投影判断正负值。
飞行器机翼的后缘曲线称为包络线，包络线用于表征机翼的几何形状和气动特性，由弦长函数c(l)表示；弦长函数c(l)由弦随展向位置l变化的傅里叶级数近似表示：
其中：an为第n阶权重系数；中文名N取3～6；为保证机身2与主翼3的平稳过渡，初始弦长a0为机身2的宽度。
结合图9、图14，翅果种子结构分为果、脊、翅三个主要部位，分别对应飞行器单翼体的机身部分、前缘部分、机翼部分；本发明飞行器机身部分包括负载1、机身2、主翼控制器9、飞行控制器10、分离控制器11，其中负载1占主要质量，用于运输一定量的货物；前缘部分包括前缘配重5和动力桨6；机翼部分包括主翼3、副翼4、翼尾配重7、副翼控制器8。
为保证飞行器单翼体有效的仿生功能以及产生有效的固有自旋，机身部分质量应占总质量的80％～90％，前缘部分和机翼部分各占其余质量的50％；副翼4面积越大，其对机翼整体气动特性的调节能力越强，但飞行器的稳定性越差，因此副翼4的面积应占机翼翼腹部W2的15％～40％，且副翼4面积越大，副翼摆动角θ2的取值空间越小；当改变负载1的质量时，通过调节前缘配重5和翼尾配重7的质量和安装位置，进而保证飞行器的稳定飞行能力。
如图17～图18所示，对主翼3的安装调节控制主要为主翼俯仰角θ0、主翼滚转角θr，对副翼4的安装调节控制主要为副翼摆动角θ2；对于飞行器组合体，实现稳定自旋运动需要保证主翼俯仰角θ0∈(-20°，20°)、主翼滚转角θr∈(0°，20°)，实现速降需要保证主翼滚转角θr∈(60°，90°)；对于飞行器单翼体，实现稳定自旋运动需要保证主翼俯仰角θ0∈(-15°，15°)、主翼滚转角θr∈(0°，10°)、副翼摆动角θ2∈(-45°，45°)，实现速降需要保证主翼滚转角θr∈(60°，90°)、或者副翼摆动角θ2过大。
本发明仿生自旋飞行器组合体和单翼体的平动功能可以通过对主翼3、副翼4、动力桨6的周期性循环控制实现，本文给出了一例利用图19所示的四杆机构来对副翼摆动角θ2进行周期性控制的方法，通过控制副翼控制摇杆角θ1来控制副翼摆动角θ2，相关公式如下：
其中：L1为主翼段长度；L2为摇杆段长度；L3为连接杆段长度；L4为副翼段长度；H为舵机段高度，θ3为副翼控制连接杆角。
上式可得角度转换关系函数：
θ2＝f(θ1) (公式八)
通过改变飞行器在某方位角下的副翼摆动角θ2，可以控制副翼俯仰角θ0+θ2，即可调节在该方位角下的机翼升力，进而实现图12、图13所示的平动。
本发明仿生自旋飞行器的整体工作控制流程如图20所示。
本发明仿生自旋飞行器的飞行控制设定内容包括滞空模式(自由飞行、速降、滑翔、自选下落)、飞行方向(自由飞行平动方向、滑翔方向)、工作状态以及其它控制内容，设定指令可以通过无线数据传输连接飞行器的主控系统(飞行控制器9)，并可以将飞行传感数据回传给设定方；主控系统直接对飞行姿态进行控制，包括主翼控制(通过主翼控制器9调节俯仰角和滚转角)、副翼控制(通过副翼控制器8调节副翼摆动角θ2)、动力桨控制(是否启用、调节推力大小)、分离控制(组合体分离成若干单翼体)以及其他所需控制内容；飞行姿态数据可以通过传感器系统获取，可以保证飞行状态的稳定，实现飞行器一定的自主性。
Claims (9)
1.一种组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：具有组合体与单翼体两种状态，由若干个单翼体周向排列构成组合体，飞行器组合体仿生自然界花朵结构，飞行器单翼体仿生自然界翅果结构，该飞行器采用的气动结构布局能够产生稳定的自旋来实现飞行与下落；单翼体的机身(2)头部具有束缚架(14)和卡槽(15)，将单翼体的机身(2)沿周向依次卡入卡槽(15)，并用橡皮筋(13)套住束缚架(14)，实现飞行器的组合安装与固定；机身(2)上装有分离控制器(11)，分离控制器(11)控制分离杆(12)摆动挑开橡皮筋(13)实现解锁，解锁后利用组合体自旋飞行时产生的离心力实现单翼体的散布。
2.根据权利要求1所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：飞行器单翼体包括负载(1)、机身(2)、机翼、前缘配重(5)、动力桨(6)、翼尾配重(7)、副翼控制器(8)、主翼控制器(9)、飞行控制器(10)、分离控制器(11)、分离杆(12)；机翼为平板翼型，包括主翼(3)和副翼(4)；
所述机身(2)用于组合体的组装与各零件的安装，在自旋下落时保持水平，机身(2)上装有负载(1)、飞行控制器(10)、分离控制器(11)，并通过主翼控制器(9)连接主翼(3)；负载(1)为仿生翅果的种子结构，为单翼体质量集中部位；飞行控制器(10)具有飞行控制、姿态解算、数据信号传输、传感监测功能，是飞行器的总体控制中心；主翼控制器(9)用于控制主翼(3)的安装角度，包括俯仰角θ0和滚转角θr，使其产生不同大小和方向的气动力来控制飞行器不同工作方式的转换；飞行控制器(10)分别与副翼控制器(8)、主翼控制器(9)、分离控制器(11)电连接；
主翼(3)上装有前缘配重(5)、翼尾配重(7)、动力桨(6)、副翼控制器(8)；所述前缘配重(5)用于使机翼产生不平衡力，引导飞行器单翼体产生自旋；所述翼尾配重(7)用于匹配机翼的转动惯量，从而使飞行器单翼体产生稳定自旋；通过调整前缘配重(5)和翼尾配重(7)以使飞行器单翼体质量分布合理；所述副翼控制器(8)用于控制副翼(4)的摆动，副翼(4)用于对主翼(3)产生的气动力进行微调控制，通过改变机翼的局部气动力来保证稳定飞行与下落；所述动力桨(6)固定在主翼(3)的前缘，用于使飞行器自旋产生提供足够的升力。
3.根据权利要求1所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：飞行器的组合体与单翼体均具有自由飞行、速降、滑翔、自旋下落四种滞空模式；通过对主翼(3)、副翼(4)、动力桨(6)的控制来实现不同模式之间的转换；飞行器在任何滞空状态都能够转换成自旋状态，自旋状态也能够转换成其他任何滞空状态，即不同滞空模式之间可以相互转换。
4.根据权利要求3所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：
自由飞行模式亦称有动力模式，飞行器通过配合升降动作和平移动作来实现，此时需开启动力桨(6)；所述飞行器组合体自由飞行模式与飞行器单翼体自由飞行模式，需控制主翼(3)前缘上倾，即主翼俯仰角θ0<0，由动力桨(6)带动机翼旋转从而提供升力，通过控制主翼(3)与副翼(4)安装角度与动力桨(6)动力来调整升力大小实现升降，通过对主翼(3)、副翼(4)、动力桨(6)的周期循环控制使得飞行器产生周向不平衡力，从而实现平动；
速降、滑翔、自旋下落三种滞空模式亦称无动力模式，均需关闭动力桨(6)并使主翼(3)前缘下倾，即主翼俯仰角θ0>0，此时飞行器仿生下落，噪声降低，隐蔽性和伪装性提高；
飞行器组合体速降模式：控制所有主翼(3)向上折起，即较大的主翼滚转角θr，使飞行器自旋失速，进而以最小阻力快速下落；
飞行器单翼体速降模式：控制飞行器主翼(3)或副翼(4)安装角度变大，即主翼俯仰角θ0、主翼滚转角θr、副翼摆动角θ2三者任一角度过大，使飞行器单翼体无法产生稳定自旋，从而因自转失速升力不足导致速降；
飞行器组合体与飞行器单翼体滑翔模式：通过使主翼(3)和副翼(4)的安装角度周期性变化，使得飞行器产生沿某一水平方向上的牵引力，并确保飞行器不会自旋失速，从而实现同时下落和平动即为滑翔模式；
飞行器自旋下落模式：即固定主翼(3)和副翼(4)的安装角度，飞行器会自动进入自旋下落状态，主翼(3)和副翼(4)的安装角度不同对应飞行器的固有自转角速度和下落速度的不同。
5.根据权利要求3所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：飞行器具有多种组合与配置方式；飞行器组合体由若干个飞行器单翼体组成，不限于一种数量的组合方式；飞行器单翼体可以去除部分零件，组成简化版结构，进而使相应功能减少，但不影响最基本仿生功能，即自旋减速稳定下落；
简化方式包括但不限于：去除分离控制器(11)与相关结构进而失去组合能力；或去除动力桨(6)进而失去动力飞行模式；或去除副翼(4)仅保留主翼(3)进而失去滑翔平动能力；或去除主翼控制器(9)进而失去对固有转速落速的控制。
6.根据权利要求1所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：对于飞行器组合体，由于各单翼体沿周向均匀分布，故其质量中心和旋转中心均位于组合体的中心位置，气动力分布在各机身(2)与机翼上，固有自旋性能的实现依靠各机翼的俯仰倾斜；对于飞行器单翼体，由于机身(2)附近质量较为集中，机翼附近质量较为分散，质心与旋转中心靠近机身，由于机翼产生主要气动力，气动中心位置靠近机翼的形心，由重力和气动力共同产生的效应会使飞行器单翼体由于力不平衡而产生自旋；
根据翅果的结构和气动特性，仿生翅果飞行器单翼体自旋运动时旋转近似水平，旋转面近似飞行器平面；负载(1)、机身(2)、主翼控制器(9)、飞行控制器(10)以及分离控制器(11)均位于机身部B；主翼(3)分为翼颈部W1、翼腹部W2、翼尾部W2；质心位于机身(2)和主翼(3)之间的区域G内，由于自旋中心位于质心位置，且翼颈部W1的部分气动力矩用于抵消机身部B的气动力矩，因此不考虑机身部B和翼颈部W1引起的自旋；由于翼尾部W2弦向长度收缩，在自旋运动时气流会在此处向外扩散，因此不考虑翼尾部W2所产生的气动力；飞行器单翼体产生固有自旋的主要气动区域主要位于翼腹部W2，此部位对仿生翅果飞行器单翼体的气动特性影响最大；副翼(4)位于翼腹部W2区域内的后缘位置，用于对飞行器翼腹部W2的气动特性进行微调，在自旋的同时对副翼(4)进行循环控制还能够实现飞行器的平动；动力桨(6)位于翼腹部W2区域内的前缘靠近翼尾的位置，此处由动力桨(6)产生的牵引力作用效果最佳；前缘配重5位于机翼的前缘，翼尾配重(7)位于翼尾部W2。
7.根据权利要求6所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：飞行器机翼的后缘曲线称为包络线，包络线用于表征机翼的几何形状和气动特性，由弦长函数c(l)表示；弦长函数c(l)由弦随展向位置l变化的傅里叶级数近似表示：
其中：an为第n阶权重系数；中文名N取3～6；为保证机身(2)与主翼(3)的平稳过渡，初始弦长a0为机身(2)的宽度。
8.根据权利要求7所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：翅果种子结构分为果、脊、翅三个主要部位，分别对应飞行器单翼体的机身部分、前缘部分、机翼部分；机身部分包括负载(1)、机身(2)、主翼控制器(9)、飞行控制器(10)、分离控制器(11)，其中负载(1)占主要质量，用于运输一定量的货物；前缘部分包括前缘配重(5)和动力桨(6)；机翼部分包括主翼(3)、副翼(4)、翼尾配重(7)、副翼控制器(8)。
9.根据权利要求8所述的组合式仿生自旋飞行器，其特征在于：为保证飞行器单翼体有效的仿生功能以及产生有效的固有自旋，机身部分质量应占总质量的80％～90％，前缘部分和机翼部分各占其余质量的50％；副翼(4)面积越大，其对机翼整体气动特性的调节能力越强，但飞行器的稳定性越差，因此副翼(4)的面积应占机翼翼腹部W2的15％～40％，且副翼(4)面积越大，副翼摆动角θ2的取值空间越小；当改变负载(1)的质量时，通过调节前缘配重(5)和翼尾配重(7)的质量和安装位置，进而保证飞行器的稳定飞行能力。
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|---|---|---|---|
| CN202311025791.9A CN116986024A (zh) | 2023-08-15 | 2023-08-15 | 一种组合式仿生自旋飞行器 |
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2023
- 2023-08-15 CN CN202311025791.9A patent/CN116986024A/zh active Pending
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