CN202508280U

CN202508280U - 一种临近空间无人飞行器

Info

Publication number: CN202508280U
Application number: CN2012201011508U
Authority: CN
Inventors: 蒋汉杰; 张炜; 赵天娇; 马智; 郭大鹏; 李慧
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2012-03-18
Filing date: 2012-03-18
Publication date: 2012-10-31
Anticipated expiration: 2022-03-18

Abstract

本实用新型公开了一种临近空间无人飞行器，充气艇身内充氦气，太阳能机翼安装在艇身前端，能够绕翼根的转轴相对平直位置作-45°～80°的转动，并可以在-45°，0°和80°三个位置锁死；太阳能机翼上安装有多组螺旋桨，充气艇身安装了两组可倾转的推力螺旋桨和两组推力定向的辅助螺旋桨，太阳能机翼和充气艇身上表面布有太阳能电池板；充气艇身分为前中后三个部分，其中后段为软式结构，中段为半硬式结构，前段为任务载荷舱。本实用新型能够解决太阳能无人机起降场地要求高，有效载荷不足，起降过程低空飞行安全性等问题，同时达到较高的飞行高度，改善其悬停姿态和航迹控制性能，增强太阳能吸收和储存能力保证其留空时间。

Description

一种临近空间无人飞行器

技术领域

本实用新型涉及一种临近空间飞行器。

背景技术

就目前世界各国开展的相关研究工作来看，太阳能无人机和高空飞艇是未来低动态(飞行马赫数小于1)临近空间(20-100km)飞行器的主要研究方向。它们具有滞空时间长、载荷能力大、飞行高度高、生存能力强等特点，能够携带可见光、红外、多光谱和超光谱、雷达等信息获取载荷，各种电子对抗设备以及通信和其它能源中继设备，可作为区域信息获取手段，用于提升战场感知能力，也可以进行电磁压制、电磁打击、野战应急通信中继及能源中继服务。

欧洲和美国在研的太阳能无人机项目较多，这些无人机方案基本都采用大展弦比的布局形式，展向尺度较大。高空飞行需要无人机具有较大的翼展(美国“太阳神”无人机71m，美国极光公司太阳能无人机方案150m)，这样大的翼展对于起降场地有很高的要求，并且这一问题随着翼展日渐增大的新无人机方案的出现也变得越来越突出。尽管极光公司新的太阳能无人机方案采用了模块化的设计思想，但无人机模块在空中对接也是一项难度很大的技术；太阳能无人机有效载荷不足，太阳能无人机的设计需要严格的重量控制，经常在重量问题上显得捉襟见肘；低空大气气流复杂，对于无人机在爬升和降落过程中的飞行安全构成威胁，2003年太阳神无人机在试飞中空中解体就暴露了这一问题。

高空飞艇采用浮空器原理，在有效载荷和起降场地等问题上，相对于太阳能无人机来说具有很大的优势。但内冲氢气/氦气的飞艇依靠浮空器原理所能达到的飞行高度有限，美国洛克西德马丁公司的高空飞艇(HAA)方案的设计飞行高度不到20km，不能很好的发挥临近空间飞行器的优势。高空飞艇艇身多采用长径比4左右的旋成体，容积都在数万甚至十几万立方米，几何尺寸大，使得其在姿态和航迹控制上面临较大的困难。同时，为了解决高空飞艇飞行控制困难和飞行速度低等问题，其巨大的能源需求也开始凸现。巨大的能源需求对于飞艇的重量控制及其留空时间的保证提出了难题。

综上所述，现有临近空间飞行器存在的主要问题有：太阳能无人机具有较大的翼展，对于起降场地有很高的要求；太阳能无人机有效载荷不足，设计中需要严格的重量控制，经常在重量问题上显得捉襟见肘；低空大气气流复杂，对于太阳能无人机在爬升和降落过程中的飞行安全构成威胁；高空飞艇采用浮空器原理，所能达到的飞行高度有限，不能很好的发挥临近空间飞行器的优势；高空飞艇几何尺寸大，在悬停姿态和航迹控制上面临较大的困难；巨大的能源需求增加了飞艇的重量并且限制了其留空时间。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本实用新型提供一种临近空间无人飞行器，将太阳能无人机和高空飞艇的优缺点互补，以解决太阳能无人机起降场地要求高，有效载荷不足，起降过程低空飞行安全性等问题，同时达到较高的飞行高度，改善其悬停姿态和航迹控制性能，增强太阳能吸收和储存能力保证其留空时间。

本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：包括充气艇身和太阳能机翼。充气艇身内充氦气，太阳能机翼安装在艇身前端，能够绕翼根的转轴相对平直位置作-45°～80°(向后为正)的转动，并可以在-45°，0°和80°三个位置锁死。在太阳能机翼转动的同时，太阳能机翼、艇身组合体重心沿飞艇轴线前后移动。太阳能机翼上安装有多组螺旋桨，充气艇身安装了两组可倾转的推力螺旋桨和两组推力定向的辅助螺旋桨，太阳能机翼和充气艇身上表面布有太阳能电池板。充气艇身分为前中后三个部分，其中后段为软式结构，中段为半硬式结构，前段为任务载荷舱。

所述的充气艇身形状为旋成体。

所述的推力螺旋桨和辅助螺旋桨安装在充气艇身的中段和后段之间。

所述的辅助螺旋桨的推力定向垂直向下。

太阳能机翼在向后80°时，充气艇身和太阳能机翼形成的飞行器组合体的重心与艇身形心重合，飞行器以常规飞艇的方式起飞、爬升和下降，在这过程中太阳能机翼两端固定，不需要提供升力。飞行器上升到高空进入平流层大气之后，太阳能机翼解除位置锁定，通过艇身上的推进螺旋桨和太阳能机翼上的螺旋桨产生的推力进行控制，让太阳能机翼旋转，相对平直位置呈0°并锁定，飞行器进入远程布置构型。太阳能机翼螺旋桨和艇身推进螺旋桨同时工作，机翼翼面产生升力，艇身上的辅助螺旋桨控制飞行器的俯仰姿态，飞行器在朝指定位置前进的过程中上浮到最大高度。之后，通过控制机翼和艇身上的螺旋桨推力，来减小太阳能机翼升力，此时飞行器重力大于升力与浮力之和，飞行器下滑，在这一过程中通过控制艇身螺旋桨来控制下滑姿态和航迹，飞行器在朝指定位置前进的过程中下降到悬停高度附近。此时飞行器能够在升限附近持续飞行，让太阳能电池接受高强度的太阳辐射，吸能储能。在此过程中，通过调整左右太阳能机翼的升力大小和艇身螺旋桨推力来改变飞行器的姿态，让飞行器上的太阳能电池板保持较大的光通量。太阳能机翼相对平直位置呈-45°为定点悬停构型，飞行器在太阳能机翼向后80°状态下也可以进行悬停。飞行器到达指定目标上空之后，解除机翼位置锁定，通过控制机翼和艇身上的螺旋桨推力使太阳能机翼绕转轴向前旋转到-45°位置锁死，飞行器重心前移，像不倒翁一样进入悬垂姿态。进入悬垂姿态之后，机翼上螺旋桨停止工作，飞行器的姿态和位置保持通过艇身上的推力螺旋桨和辅助螺旋桨的控制来实现。

本实用新型的有益效果是：本实用新型提供的临近空间无人飞行器以常规飞艇的方式起飞、爬升和下降，与太阳能无人机相比对起降场地要求较低；在太阳能机翼向后80°状态下，太阳能机翼在起飞、爬升和下降过程中不需要提供升力且两端固定，能够保证机翼的飞行安全；本实用新型利用浮空器原理有效提升了其任务载荷搭载能力；太阳能机翼与太阳能无人机相比，省去了起落架、载荷舱等结构，在改善机翼气动特性的同时也提高了机翼的结构效率，加强了机翼结构的强度和刚度；本实用新型提供的临近空间无人飞行器利用机翼产生升力，与高空飞艇相比能够达到更高的飞行高度；在机翼和艇身上同时布置太阳能电池板，有效的提高了太阳能电池板的布置面积，同时飞行器在太阳能机翼相对平直位置呈0°状态下能够有效调整飞行姿态保证太阳能电池板对着太阳，有效地提高了太阳能吸收能力，保证了长周期飞行所需的能源供给；本实用新型以太阳能机翼相对平直位置呈-45°状态进行定点悬垂，在平流层大气中，这种悬垂姿态与不倒翁相仿，对于各个方向侧风产生的摇摆具有很大的阻尼力矩，大幅度提高了飞行器的稳定性。虽然这种悬垂姿态不能有效减小侧力，但与常规飞艇相比，艇身上的螺旋桨能够直接提供侧力，同时提供恢复力矩，即能够更高效的保持飞行器的稳定，同时大幅度改善其悬停漂移的问题。本实用新型提出的飞行器方案省去了飞艇上的操纵舵面，飞行器的飞行控制通过机翼螺旋桨和艇身螺旋桨的推力组合控制来实现，进一步有效降低了飞行器结构重量。

下面结合附图和实施例对本实用新型进一步说明。

附图说明

图1为本实用新型的等轴视图；

图中，10：艇身，11：任务载荷舱，12：艇身中段，13：艇身后段，20：太阳能机翼，30：艇身螺旋桨支架，31：艇身辅助螺旋桨，32：艇身推进螺旋桨，33：机翼支架，40：艇身腹鳍，50：机翼转轴\锁死装置，60：艇身太阳能电池板，70：机翼太阳能电池板，80：机翼螺旋桨。

图2为本实用新型的构型转换示意图。

图3为本实用新型的俯视外观示意图。

图4为本实用新型的侧视外观示意图。

图5为本实用新型的前视外观示意图。

图6为本实用新型的飞行模式示意图。

图7为本实用新型的定点悬垂稳定性示意图。

图8为本实用新型的定点悬垂姿态和位置控制示意图。

具体实施方式

本实用新型属于一种临近空间飞行器设计方案，具体是一种机翼后掠角可变的太阳能飞机与浮空器技术相结合的太阳能临近空间无人飞行器。

下例实施例是对本实用新型的进一步解释和说明，对本实用新型不构成任何限制。

本实用新型的临近空间飞行器是一种复合升力太阳能临近空间变体无人飞行器，图3-图5示出了该飞行器的外形，很显然，它也可以设计成其它的外形。如图示，该飞行器有一个与飞艇类似的旋成体艇身10，艇身由后段艇身13、中段艇身12和任务载荷舱11三部分组成，艇身气囊由聚脂纤维织成的材料制成，艇身结构采用碳纤维复合材料制成。艇身上表面安装有艇身太阳能电池板60。在艇身中段12与艇身后段13相接处安装有艇身螺旋桨支架30，螺旋桨支架上由内向外分别安装艇身辅助螺旋桨31，艇身推进螺旋桨32和机翼支架33。其中，艇身辅助螺旋桨31推力方向不变，艇身推进螺旋桨32可以绕推进螺旋桨转轴360°转动。艇身辅助螺旋桨31和推进螺旋桨32均由电机带动，螺旋桨桨叶均由碳纤维复合材料制成。艇身下部安装有一块艇身腹鳍40。任务载荷舱11根据任务类型选择安装不同的任务载荷，同时载荷舱内容纳储能电池和其他系统部件。

如图示，艇身前端安装太阳能机翼20。太阳能机翼有很大的展弦比，为矩形平直翼。太阳能机翼结构采用高比强度和比刚度的碳纤维复合材料设计，机翼表面布置薄如胶片的高效太阳能电池板70，单侧机翼安装定距螺旋桨11套。机翼螺旋桨80由电机驱动，桨叶由碳纤维复合材料制成。每台机翼螺旋桨80都单独控制，以通过多对螺旋桨推力的组合控制来完成飞行器的飞行控制。太阳能机翼与艇身结合处为机翼转轴\锁死装置50，转轴和锁死机构采用钛合金制成。太阳能机翼20能够绕翼根的转轴相对平直位置作-45°～80°(向后为正)的转动，并可以在-45°，0°和80°三个位置锁死。在太阳能机翼20转动的同时，飞行器重心沿飞艇轴线前后移动。

本实用新型的一个重要问题在于飞行器各个构型(见图2)间相互转换的方式。飞行器由“构型I”起飞并上升到悬停高度，机翼转轴\锁死装置50解除机翼位置锁定，机翼螺旋桨80转动，推动太阳能机翼20向前转动，艇身推进螺旋桨32转至桨面垂直于水平面，推力向前，艇身10相对于太阳能机翼20向后移动。当太阳能机翼20进入“构型II”位置，机翼转轴\锁死装置50将机翼位置锁死，飞行器进入储能、高空巡航\远程部署飞行构型(见图6)。飞行器在“构型II”下，机翼螺旋桨80和艇身推进螺旋桨32同时向前推进，机翼螺旋桨80产生气动升力，飞行器上浮到最大飞行高度，这过程中通过艇身推进螺旋桨32来控制飞行器的俯仰姿态。飞行器在高空飞行，太阳辐射强度大，有利于太阳能电池吸收能量，同时较高的飞行高度能够给装备的任务设备，如雷达、摄像头等，提供更大的探测范围，同时有效的提高飞行器的隐蔽性和安全性。当飞行器采用“构型II”时，也可以进行远程部署飞行，通过减小机翼螺旋桨80推力，让飞行器重力大于升力与浮力之和，飞行器下滑，通过艇身推进螺旋桨32和艇身辅助螺旋桨31控制飞行器的飞行姿态、下滑航迹，飞行器在下降的过程中向目标区域滑翔。当飞行器下降到悬停高度附近时，机翼螺旋桨80和艇身推进螺旋桨32同时工作，飞行器在向目标区域移动的过程中上浮到最大飞行高度，如此反复直到到达目标区域上空。以这样的方式进行远程部署飞行，在下滑阶段飞行器以滑翔的形式飞行，能够节省大量能源，同时具有较大的飞行速度。当飞行器进入目标区域上空后，飞行器采用从“构型I”转换到“构型II”的相同方式由“构型II”转换到“构型III”。

飞行器以“构型III”进行定点悬垂，在平流层大气中，这种悬垂姿态与不倒翁相仿，对于各个方向侧风产生的摇摆具有很大的阻尼力矩，大幅度提高了飞行器的稳定性(见图7)。侧风产生的侧力F₂引起的偏转力矩F₂×L₂与在偏转姿态下艇身浮力F₁引起的力矩F₁×L₁相反，即飞行器对于各个方向的侧风干扰具有稳定性。虽然这种悬垂姿态不能有效减小侧力，但与常规飞艇相比，艇身上的螺旋桨能够直接提供侧力，同时提供恢复力矩(见图8)，即能够更高效的保持飞行器的稳定，同时大幅度改善其悬停漂移的问题。

Claims

1.一种临近空间无人飞行器，包括充气艇身和太阳能机翼，其特征在于：充气艇身内充氦气，太阳能机翼安装在艇身前端，能够绕翼根的转轴相对平直位置作-45°～80°的转动，并可以在-45°，0°和80°三个位置锁死；太阳能机翼上安装有多组螺旋桨，充气艇身安装了两组可倾转的推力螺旋桨和两组推力定向的辅助螺旋桨，太阳能机翼和充气艇身上表面布有太阳能电池板；充气艇身分为前中后三个部分，其中后段为软式结构，中段为半硬式结构，前段为任务载荷舱。

2.根据权利要求1所述的临近空间无人飞行器，其特征在于：所述的充气艇身形状为旋成体。

3.根据权利要求1所述的临近空间无人飞行器，其特征在于：所述的推力螺旋桨和辅助螺旋桨安装在充气艇身的中段和后段之间。

4.根据权利要求1所述的临近空间无人飞行器，其特征在于：所述的辅助螺旋桨的推力定向垂直向下。