CN118047037A - 空投飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及空投飞行器，包括：机体，包括可拆卸的顶盖；前升力翼面，活动连接在所述顶盖上；后升力翼面，活动连接在所述顶盖上；整流前罩，可拆卸连接在所述机体一侧；整流尾椎，可拆卸连接在所述机体一侧。本发明的空投飞行器，采用相对于机体可拆卸的顶盖设计，将顶盖打开后，便可以将其他部件收纳于机体内部空间中，当需要使用时，经过简单的组装即可。组装后的飞行器类似于滑翔机，其造价低廉，飞行稳定，受风力影响小。而且由于没有使用发动机，所以造价也非常便宜。结合无人机控制技术，便可以实现高精度落点的目标。

Description

空投飞行器

技术领域

本发明涉及物资运输领域，具体涉及一种空投飞行器。

背景技术

当前，物资空投主要有两种方式。对于投放物资量较小的情况，通常采用无人机空投补给的方式。对于大规模的空投补给任务则采用运输机+空投系统来实现。由于前者的空投补给量太小，因此，当前空投主要以后者，即运输机+空投系统来实现。

以运输机+空投系统的方式进行物资的空投会面临一些问题。例如，运输机通常在高空投放，造成物体下坠速度快，着陆时冲击力大，能否安全着陆是一个较大的问题。其次，受天气和地形等因素影响，空投投放精度难以得到保证，尤其是对于恶劣地形环境下的空投补给，由于其投放高度高，距离目标距离远，传统空投方法根本无法保证投放精度。

当前各国主流的精确空投系统均采用翼伞投放的方式，通过在翼伞上安装导航定位设备和控制执行机构，调整飞行轨迹实现落点的精确控制，但其成本较高，经济性较差，无法大规模投入使用。

综上，空投补给面临着传统空投方式精度低，而精确空投方式成本高的难题。因此，对于能可靠补给并且具备低成本和高精度特点的空投方式的需求十分迫切。

发明内容

为了解决上述现有技术中存在的技术问题，本发明旨在提出一种空投飞行器，在保证空投精度的同时降低空投成本。

为实现上述本发明的目的，本发明实施例的空投飞行器，包括：机体，包括可拆卸的顶盖；前升力翼面，活动连接在所述顶盖上；后升力翼面，活动连接在所述顶盖上；整流前罩，可拆卸连接在所述机体一侧；整流尾椎，可拆卸连接在所述机体一侧。

进一步地，所述前升力翼面设置有两个，分别位于所述顶盖的两侧；所述前升力翼面的端部与所述顶盖转动连接，从而两个所述前升力翼面相对于所述顶盖转动时，在展开状态和收纳状态之间切换。

进一步地，所述后升力翼面设置有两个，分别位于所述顶盖的两侧；所述后升力翼面的端部与所述顶盖转动连接，从而两个所述后升力翼面相对于所述顶盖转动时，在展开状态和收纳状态之间切换；当处于所述收纳状态时，两个所述前升力翼面位于两个所述后升力翼面的上方或下方。

进一步地，所述前升力翼面和所述后升力翼面的尾缘均设置有副翼舵面。

进一步地，所述整流尾椎的中间上部可拆卸设置有垂直安定面。

进一步地，所述垂直安定面的一侧活动设置有垂尾舵面。

进一步地，所述前升力翼面和所述后升力翼面均包括：若干平行设置的主梁；与所述主梁相垂直设置的若干翼肋；设置于所述主梁和所述翼肋上的蒙皮；以及设置于翼根的副翼、舵角、拉杆、摇臂和舵机。

进一步地，还包括：设备模块，设置于所述机体内，用于所述空投飞行器的航行控制。

进一步地，还包括；供电模块，设置于所述机体内。

本发明实施例的空投飞行器，采用相对于机体可拆卸的顶盖设计，将顶盖打开后，便可以将其他部件收纳于机体内部空间中，当需要使用时，经过简单的组装即可。组装后的飞行器类似于滑翔机，其造价低廉，飞行稳定，受风力影响小。而且由于没有使用发动机，所以造价也非常便宜。结合无人机控制技术，便可以实现高精度落点的目标。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例的空投飞行器的结构示意图；

图2为本发明实施例的空投飞行器的分解示意图；

图3为本发明实施例的空投飞行器的翼面展开示意图；

图4为本发明实施例的空投飞行器的翼面的结构示意图；

图5为本发明实施例的空投飞行器的整流尾椎的模块化结构示意图；

图6为本发明实施例的空投飞行器的组装示意图；

图7为本发明实施例的空投飞行器的吊装示意图。

具体实施方式

此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。

如图1所示，本发明实施例的空投飞行器，在气动构型总体上采用前后双翼面和单垂直安定面的气动布局，包括机体1，机体1具有可拆卸的顶盖2，顶盖2上活动连接前升力翼面3和后升力翼面4，机体1前方可拆卸连接有整流前罩5，机体1后方可拆卸连接有整流尾椎6。前升力翼面3和后升力翼面4的尾缘均设置有副翼舵面7，整流尾椎6的中间上部可拆卸设置有用于保持航向稳定性的垂直安定面8，垂直安定面8的后方活动设置有用于控制航向垂尾舵面9，垂尾舵面9可以相对于垂直安定面8摆动。

如图2所示，在本实施例中，各部件均可以从机体1上拆卸下来，在未投入使用前，打开顶盖2，各部件可以收纳于机体1中。当使用时，再将各部件从机体1中取出组装。优选地，机体1上与顶盖2的连接位置设置若干自锁搭扣19，用于顶盖2与机体1的固定。

如图3所示，在本实施例中，为了实现构型在储存状态的高收纳性，将前升力翼面3和后升力翼面4进行了变体设计。存放期间直至使用前，四块翼面分两层上下叠放于顶盖2上方，前升力翼面3在上方，后升力翼面4在下方。使用时，四块翼面被释放，前升力翼面3和后升力翼面4可绕根部安装柱进行旋转展开。

在本实施例中，机体1主体结构框架为铝合金型材，降低制造成本，机体1四面侧壁采用轻质航空层板，在受力不高的情况下最大限度的降低整机结构重量以及制造成本。机体1的铝合金框架和航空层板之间采用拼装，局部位置采用铆钉连接。顶盖2用于对内部货物进行封装，同时承受了翼面传递来的较高的气动力载荷，顶盖2在与四个翼面进行连接的位置采用铝合金结构，用来实现翼面的折叠变形同时承受来自翼面的力载荷。顶盖2的四周同样采用铝合金材料结构，保持整体强度的同时便于其它部件的连接固定。顶盖2其它位置则采用航空层板以最大程度降低重量。

如图4所示，在本实施例中，四个翼面是主要受力部件，需要采用比强度高的复合材料制造。优选地，前升力翼面3和后升力翼面4均包括：若干平行设置的主梁10；与主梁10相垂直设置的若干翼肋11；设置于主梁10和翼肋11上的蒙皮12；以及设置于翼根13的副翼14、舵角15、拉杆16、摇臂17和舵机18。其中，翼面的蒙皮12采用碳纤维布铺层加热固化成型，翼面各个截面的翼肋11采用航空层合板切割而成，翼面的主梁10可为碳纤维管材。翼根13用于和顶盖2连接的位置采用铝合金材料机加而成。副翼14通过普通合页结构与翼根13相连接，并可以绕合页附近的碳管轴上下摆动，副翼14上伸出有舵角15结构，舵角15通过拉杆16与舵机18上的摇臂17相连，安装在翼根13上的舵机18输出轴转动时，依靠摇臂17拉动拉杆16驱动副翼14摆动。翼面在结构框架形成后对翼面内部进行聚氨酯发泡填充，并通过模具加压加热固化成型，以提升翼面整体强度和刚度。由于四个翼面的翼型相同，并且均为平直翼，因此，用来给翼面蒙皮成型的铺层模具和给机翼上下合模发泡用的加压模具适用于四个翼面，以此最大化的降低制造成本。

在本实施例中，整流前罩5采用航空层合板拼接而成，可满足低成本要求，同时具备足够的强度和刚度来承受高空高速投放下的高气动载荷。如图5所示，为了简化整流尾椎6的结构形式，实现所有零部件折叠后可收纳至箱内，将整流尾椎6分成上下两部分，分别为尾椎主体和其上的垂直安定面8。其中，垂直安定面8采用航空层板材质和轻木夹层，以兼顾成本和强度。

如图2所示，在本实施例中，还包括设置于机体1内用于飞行控制的设备模块20。该设备模块包含了飞控设备和供电设备。本实施例的飞控设备为Pixhawk组件，飞控方案主要基于Pixhawk开展低成本飞控方案设计，包括导航、制导与姿态控制方案的设计。飞控系统框架组成方面，以Pixhawk为核心进行飞控系统硬件与功能架构的设计。其中，Pixhawk集成配置了加速度计、陀螺仪、磁力计、气压计、导航接收机等导航测量设备，可提供飞行器的位置、速度、航向、姿态、海拔高度等信息，并基于各类导航信息，结合制导控制方案，由飞控处理器运算给出执行机构的作动指令实现飞行控制。Pixhawk飞控处理器是飞行器的核心控制单元，除了接受飞控系统测量组件的测量信息，完成导航、制导与控制处理，向执行机构发出控制信号外，还在各飞行阶段进行飞行模式和飞行任务的管理。Pixhawk陀螺仪、北斗、加速度计经测量融合后输出飞行器的位置、航向、速度、姿态角等信息。毫米波高度表主要用于着陆阶段，期间测量飞行器距离地面的高度信息。舵机控制器接收Pixhawk飞控处理器输出的舵指令后，转换为作动指令，并输出至各副翼舵机，副翼舵机作动使舵面偏转后，使飞行器的姿态角向预期状态变化，并进一步改变飞行器的飞行航迹。

在本实施例中，设备模块20还包括供电模块。本实施例的所有设备通过锂电池供电。机载供电电池均采用能量密度较高的18650型锂电池单体，并将根据机体空间结构进行适应性封装，同时考虑到电池组对整机重量重心的影响，以及电池单体连接焊点震动影响，电池组线缆绝缘固定牢靠，可以满足空投箱飞行任务需求。电池组封装采用复合材料铺层成型。由于复合材料具有高强度、高耐磨、高抗撕裂性等力学性能，以及具有密度低、强耐酸碱、强耐有机侵蚀和火烧布面时布面增厚，可增强气密性，不破裂等材料特性，因此是良好的电池壳体材料。

如图6所示，在本实施例中，从储存状态转换至任务状态，采用无器械操作，不多于2人可完成。步骤包括：

(1)空投箱在储存状态下为标准矩形箱体；

(2)2人从两侧将上盖抬起，将内部存放的整流前罩、整流尾椎和垂直安定面等部件以及设备模块从箱体内部取出；

(3)将上盖翻转180°使得固连在一起的折叠机翼朝上；

(4)将货物安装进空投箱内部，并通过调整内部隔板位置对货物进行固定，安装好整流前罩、整流尾椎和垂直安定面等部件；

(5)上盖连同折叠机翼向下盖好，飞行器具备投放任务状态。

如图7所示，组装后的飞行器，可以通过前吊点A和后吊点B从而吊装于运输机，在合适位置被投放后，基于设备模块实现翼面展开和航行自控制，可以满足较高的投放精度。

综上所述，本发明实施例的空投飞行器，采用相对于机体可拆卸的顶盖设计，将顶盖打开后，便可以将其他部件收纳于机体内部空间中，当需要使用时，经过简单的组装即可。组装后的飞行器类似于滑翔机，其造价低廉，飞行稳定，受风力影响小。而且由于没有使用发动机，所以造价也非常便宜。结合无人机控制技术，便可以实现高精度落点的目标。

以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种空投飞行器，其特征在于，包括：

机体(1)，包括可拆卸的顶盖(2)；

前升力翼面(3)，活动连接在所述顶盖(2)上；

后升力翼面(4)，活动连接在所述顶盖(2)上；

整流前罩(5)，可拆卸连接在所述机体(1)一侧；

整流尾椎(6)，可拆卸连接在所述机体(1)一侧。

2.根据权利要求1所述的空投飞行器，其特征在于，所述前升力翼面(3)设置有两个，分别位于所述顶盖(2)的两侧；

所述前升力翼面(3)的端部与所述顶盖(2)转动连接，从而两个所述前升力翼面(3)相对于所述顶盖(2)转动时，在展开状态和收纳状态之间切换。

3.根据权利要求2所述的空投飞行器，其特征在于，所述后升力翼面(4)设置有两个，分别位于所述顶盖(2)的两侧；

所述后升力翼面(4)的端部与所述顶盖(2)转动连接，从而两个所述后升力翼面(4)相对于所述顶盖(2)转动时，在展开状态和收纳状态之间切换；

当处于所述收纳状态时，两个所述前升力翼面(3)与两个所述后升力翼面(4)上下叠设。

4.根据权利要求1所述的空投飞行器，其特征在于，所述前升力翼面(3)和所述后升力翼面(4)的尾缘均设置有副翼舵面(7)。

5.根据权利要求1所述的空投飞行器，其特征在于，所述整流尾椎(6)的中间上部可拆卸设置有垂直安定面(8)。

6.根据权利要求5所述的空投飞行器，其特征在于，所述垂直安定面(8)的一侧活动设置有垂尾舵面(9)。

7.根据权利要求1所述的空投飞行器，其特征在于，所述前升力翼面(3)和所述后升力翼面(4)均包括：

若干平行设置的主梁(10)；

与所述主梁(10)相垂直设置的若干翼肋(11)；

设置于所述主梁(10)和所述翼肋(11)上的蒙皮(12)；

以及设置于翼根(13)的副翼(14)、舵角(15)、拉杆(16)、摇臂(17)和舵机(18)。

8.根据权利要求1所述的空投飞行器，其特征在于，还包括：

设备模块，设置于所述机体(1)内，用于所述空投飞行器的航行控制。

9.根据权利要求1所述的空投飞行器，其特征在于，还包括；

供电模块，设置于所述机体(1)内。