專利名稱：一種臨近空間無人飛行器的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種臨近空間飛行器。
背景技術：
就目前世界各國開展的相關研究工作來看，太陽能無人機和高空飛艇是未來低動態(飛行馬赫數小于I)臨近空間(20-100km)飛行器的主要研究方向。它們具有滯空時間長、載荷能力大、飛行高度高、生存能力強等特點，能夠攜帶可見光、紅外、多光譜和超光譜、 雷達等信息獲取載荷，各種電子對抗設備以及通信和其它能源中繼設備，可作為區域信息獲取手段，用于提升戰場感知能力，也可以進行電磁壓制、電磁打擊、野戰應急通信中繼及能源中繼服務。歐洲和美國在研的太陽能無人機項目較多，這些無人機方案基本都采用大展弦比的布局形式，展向尺度較大。高空飛行需要無人機具有較大的翼展(美國“太陽神”無人機 71m，美國極光公司太陽能無人機方案150m)，這樣大的翼展對于起降場地有很高的要求，并且這一問題隨著翼展日漸增大的新無人機方案的出現也變得越來越突出。盡管極光公司新的太陽能無人機方案采用了模塊化的設計思想，但無人機模塊在空中對接也是一項難度很大的技術；太陽能無人機有效載荷不足，太陽能無人機的設計需要嚴格的重量控制，經常在重量問題上顯得捉襟見肘；低空大氣氣流復雜，對于無人機在爬升和降落過程中的飛行安全構成威脅，2003年太陽神無人機在試飛中空中解體就暴露了這一問題。高空飛艇采用浮空器原理，在有效載荷和起降場地等問題上，相對于太陽能無人機來說具有很大的優勢。但內沖氫氣/氦氣的飛艇依靠浮空器原理所能達到的飛行高度有限，美國洛克西德馬丁公司的高空飛艇(HAA)方案的設計飛行高度不到20km，不能很好的發揮臨近空間飛行器的優勢。高空飛艇艇身多采用長徑比4左右的旋成體，容積都在數萬甚至十幾萬立方米，幾何尺寸大，使得其在姿態和航跡控制上面臨較大的困難。同時，為了解決高空飛艇飛行控制困難和飛行速度低等問題，其巨大的能源需求也開始凸現。巨大的能源需求對于飛艇的重量控制及其留空時間的保證提出了難題。綜上所述，現有臨近空間飛行器存在的主要問題有太陽能無人機具有較大的翼展，對于起降場地有很高的要求；太陽能無人機有效載荷不足，設計中需要嚴格的重量控制，經常在重量問題上顯得捉襟見肘；低空大氣氣流復雜，對于太陽能無人機在爬升和降落過程中的飛行安全構成威脅；高空飛艇采用浮空器原理，所能達到的飛行高度有限，不能很好的發揮臨近空間飛行器的優勢；高空飛艇幾何尺寸大，在懸停姿態和航跡控制上面臨較大的困難；巨大的能源需求增加了飛艇的重量并且限制了其留空時間。

發明內容
為了克服現有技術的不足，本發明提供一種臨近空間無人飛行器，將太陽能無人機和高空飛艇的優缺點互補，以解決太陽能無人機起降場地要求高，有效載荷不足，起降過程低空飛行安全性等問題，同時達到較高的飛行高度，改善其懸停姿態和航跡控制性能，增強太陽能吸收和儲存能力保證其留空時間。本發明解決其技術問題所采用的技術方案是包括充氣艇身和太陽能機翼。充氣艇身內充氦氣，太陽能機翼安裝在艇身前端，能夠繞翼根的轉軸相對平直位置作-45° 80° (向后為正)的轉動，并可以在-45°，0°和80°三個位置鎖死。在太陽能機翼轉動的同時，太陽能機翼、艇身組合體重心沿飛艇軸線前后移動。太陽能機翼上安裝有多組螺旋槳，充氣艇身安裝了兩組可傾轉的推力螺旋槳和兩組推力定向的輔助螺旋槳，太陽能機翼和充氣艇身上表面布有太陽能電池板。充氣艇身分為前中后三個部分，其中后段為軟式結構，中段為半硬式結構，前段為任務載荷艙。所述的充氣艇身形狀為旋成體。所述的推力螺旋槳和輔助螺旋槳安裝在充氣艇身的中段和后段之間。所述的輔助螺旋槳的推力定向垂直向下。太陽能機翼在向后80°時，充氣艇身和太陽能機翼形成的飛行器組合體的重心與艇身形心重合，飛行器以常規飛艇的方式起飛、爬升和下降，在這過程中太陽能機翼兩端固定，不需要提供升力。飛行器上升到高空進入平流層大氣之后，太陽能機翼解除位置鎖定， 通過艇身上的推進螺旋槳和太陽能機翼上的螺旋槳產生的推力進行控制，讓太陽能機翼旋轉，相對平直位置呈0°并鎖定，飛行器進入遠程布置構型。太陽能機翼螺旋槳和艇身推進螺旋槳同時工作，機翼翼面產生升力，艇身上的輔助螺旋槳控制飛行器的俯仰姿態，飛行器在朝指定位置前進的過程中上浮到最大高度。之后，通過控制機翼和艇身上的螺旋槳推力，來減小太陽能機翼升力，此時飛行器重力大于升力與浮力之和，飛行器下滑，在這一過程中通過控制艇身螺旋槳來控制下滑姿態和航跡，飛行器在朝指定位置前進的過程中下降到懸停高度附近。此時飛行器能夠在升限附近持續飛行，讓太陽能電池接受高強度的太陽輻射，吸能儲能。在此過程中，通過調整左右太陽能機翼的升力大小和艇身螺旋槳推力來改變飛行器的姿態，讓飛行器上的太陽能電池板保持較大的光通量。太陽能機翼相對平直位置呈-45°為定點懸停構型，飛行器在太陽能機翼向后80°狀態下也可以進行懸停。飛行器到達指定目標上空之后，解除機翼位置鎖定，通過控制機翼和艇身上的螺旋槳推力使太陽能機翼繞轉軸向前旋轉到-45°位置鎖死，飛行器重心前移，像不倒翁一樣進入懸垂姿態。進入懸垂姿態之后，機翼上螺旋槳停止工作，飛行器的姿態和位置保持通過艇身上的推力螺旋槳和輔助螺旋槳的控制來實現。本發明的有益效果是本發明提供的臨近空間無人飛行器以常規飛艇的方式起飛、爬升和下降，與太陽能無人機相比對起降場地要求較低；在太陽能機翼向后80°狀態下，太陽能機翼在起飛、爬升和下降過程中不需要提供升力且兩端固定，能夠保證機翼的飛行安全；本發明利用浮空器原理有效提升了其任務載荷搭載能力；太陽能機翼與太陽能無人機相比，省去了起落架、載荷艙等結構，在改善機翼氣動特性的同時也提高了機翼的結構效率，加強了機翼結構的強度和剛度；本發明提供的臨近空間無人飛行器利用機翼產生升力，與高空飛艇相比能夠達到更高的飛行高度；在機翼和艇身上同時布置太陽能電池板，有效的提高了太陽能電池板的布置面積，同時飛行器在太陽能機翼相對平直位置呈0°狀態下能夠有效調整飛行姿態保證太陽能電池板對著太陽，有效地提高了太陽能吸收能力，保證了長周期飛行所需的能源供給；本發明以太陽能機翼相對平直位置呈-45°狀態進行定點懸垂，在平流層大氣中，這種懸垂姿態與不倒翁相仿，對于各個方向側風產生的搖擺具有很大的阻尼力矩，大幅度提高了飛行器的穩定性。雖然這種懸垂姿態不能有效減小側力，但與常規飛艇相比，艇身上的螺旋槳能夠直接提供側力，同時提供恢復力矩，即能夠更高效的保持飛行器的穩定，同時大幅度改善其懸停漂移的問題。本發明提出的飛行器方案省去了飛艇上的操縱舵面，飛行器的飛行控制通過機翼螺旋槳和艇身螺旋槳的推力組合控制來實現，進一步有效降低了飛行器結構重量。下面結合附圖和實施例對本發明進一步說明。


圖I為本發明的等軸視圖；圖中，10 :艇身，11 :任務載荷艙，12 :艇身中段，13 :艇身后段，20 :太陽能機翼，30
艇身螺旋槳支架，31 :艇身輔助螺旋槳，32 :艇身推進螺旋槳，33 :機翼支架，40 :艇身腹鰭， 50 :機翼轉軸\鎖死裝置，60 :艇身太陽能電池板，70 :機翼太陽能電池板，80 :機翼螺旋槳。圖2為本發明的構型轉換示意圖。圖3為本發明的俯視外觀示意圖。圖4為本發明的側視外觀示意圖。圖5為本發明的前視外觀示意圖。圖6為本發明的飛行模式示意圖。圖7為本發明的定點懸垂穩定性示意圖。圖8為本發明的定點懸垂姿態和位置控制示意圖。
具體實施例方式本發明屬于一種臨近空間飛行器設計方案，具體是一種機翼后掠角可變的太陽能飛機與浮空器技術相結合的太陽能臨近空間無人飛行器。下例實施例是對本發明的進一步解釋和說明，對本發明不構成任何限制。本發明的臨近空間飛行器是一種復合升力太陽能臨近空間變體無人飛行器，圖 3-圖5示出了該飛行器的外形，很顯然，它也可以設計成其它的外形。如圖示，該飛行器有一個與飛艇類似的旋成體艇身10，艇身由后段艇身13、中段艇身12和任務載荷艙11三部分組成，艇身氣囊由聚脂纖維織成的材料制成，艇身結構采用碳纖維復合材料制成。艇身上表面安裝有艇身太陽能電池板60。在艇身中段12與艇身后段13相接處安裝有艇身螺旋槳支架30，螺旋槳支架上由內向外分別安裝艇身輔助螺旋槳31，艇身推進螺旋槳32和機翼支架33。其中，艇身輔助螺旋槳31推力方向不變，艇身推進螺旋槳32可以繞推進螺旋槳轉軸 360°轉動。艇身輔助螺旋槳31和推進螺旋槳32均由電機帶動，螺旋槳槳葉均由碳纖維復合材料制成。艇身下部安裝有一塊艇身腹鰭40。任務載荷艙11根據任務類型選擇安裝不同的任務載荷，同時載荷艙內容納儲能電池和其他系統部件。如圖示，艇身前端安裝太陽能機翼20。太陽能機翼有很大的展弦比，為矩形平直翼。太陽能機翼結構采用高比強度和比剛度的碳纖維復合材料設計，機翼表面布置薄如膠片的高效太陽能電池板70，單側機翼安裝定距螺旋槳11套。機翼螺旋槳80由電機驅動，槳葉由碳纖維復合材料制成。每臺機翼螺旋槳80都單獨控制，以通過多對螺旋槳推力的組合控制來完成飛行器的飛行控制。太陽能機翼與艇身結合處為機翼轉軸\鎖死裝置50，轉軸和鎖死機構采用鈦合金制成。太陽能機翼20能夠繞翼根的轉軸相對平直位置作-45° 80° (向后為正)的轉動，并可以在-45°，0°和80°三個位置鎖死。在太陽能機翼20轉動的同時，飛行器重心沿飛艇軸線前后移動。本發明的一個重要問題在于飛行器各個構型(見圖2)間相互轉換的方式。飛行器由“構型I”起飛并上升到懸停高度，機翼轉軸\鎖死裝置50解除機翼位置鎖定，機翼螺旋槳80轉動，推動太陽能機翼20向前轉動，艇身推進螺旋槳32轉至槳面垂直于水平面，推力向前，艇身10相對于太陽能機翼20向后移動。當太陽能機翼20進入“構型II”位置， 機翼轉軸\鎖死裝置50將機翼位置鎖死，飛行器進入儲能、高空巡航\遠程部署飛行構型 (見圖6)。飛行器在“構型II”下，機翼螺旋槳80和艇身推進螺旋槳32同時向前推進，機翼螺旋槳80產生氣動升力，飛行器上浮到最大飛行高度，這過程中通過艇身推進螺旋槳32 來控制飛行器的俯仰姿態。飛行器在高空飛行，太陽輻射強度大，有利于太陽能電池吸收能量，同時較高的飛行高度能夠給裝備的任務設備，如雷達、攝像頭等，提供更大的探測范圍， 同時有效的提高飛行器的隱蔽性和安全性。當飛行器采用“構型II”時，也可以進行遠程部署飛行，通過減小機翼螺旋槳80推力，讓飛行器重力大于升力與浮力之和，飛行器下滑，通過艇身推進螺旋槳32和艇身輔助螺旋槳31控制飛行器的飛行姿態、下滑航跡，飛行器在下降的過程中向目標區域滑翔。當飛行器下降到懸停高度附近時，機翼螺旋槳80和艇身推進螺旋槳32同時工作，飛行器在向目標區域移動的過程中上浮到最大飛行高度，如此反復直到到達目標區域上空。以這樣的方式進行遠程部署飛行，在下滑階段飛行器以滑翔的形式飛行，能夠節省大量能源，同時具有較大的飛行速度。當飛行器進入目標區域上空后，飛行器采用從“構型I”轉換到“構型II”的相同方式由“構型II”轉換到“構型III”。飛行器以“構型III”進行定點懸垂，在平流層大氣中，這種懸垂姿態與不倒翁相仿，對于各個方向側風產生的搖擺具有很大的阻尼力矩，大幅度提高了飛行器的穩定性 (見圖7)。側風產生的側力F2引起的偏轉力矩F2XL2與在偏轉姿態下艇身浮力F1引起的力矩F1XL1相反，即飛行器對于各個方向的側風干擾具有穩定性。雖然這種懸垂姿態不能有效減小側力，但與常規飛艇相比，艇身上的螺旋槳能夠直接提供側力，同時提供恢復力矩 (見圖8)，即能夠更高效的保持飛行器的穩定，同時大幅度改善其懸停漂移的問題。
權利要求
1.一種臨近空間無人飛行器，包括充氣艇身和太陽能機翼，其特征在于充氣艇身內充氦氣，太陽能機翼安裝在艇身前端，能夠繞翼根的轉軸相對平直位置作-45° 80°的轉動，并可以在-45°，0°和80°三個位置鎖死；太陽能機翼上安裝有多組螺旋槳，充氣艇身安裝了兩組可傾轉的推力螺旋槳和兩組推力定向的輔助螺旋槳，太陽能機翼和充氣艇身上表面布有太陽能電池板；充氣艇身分為前中后三個部分，其中后段為軟式結構，中段為半硬式結構，前段為任務載荷艙。
2.根據權利要求I所述的臨近空間無人飛行器，其特征在于所述的充氣艇身形狀為旋成體。
3.根據權利要求I所述的臨近空間無人飛行器，其特征在于所述的推力螺旋槳和輔助螺旋槳安裝在充氣艇身的中段和后段之間。
4.根據權利要求I所述的臨近空間無人飛行器，其特征在于所述的輔助螺旋槳的推力定向垂直向下。
全文摘要
本發明公開了一種臨近空間無人飛行器，充氣艇身內充氦氣，太陽能機翼安裝在艇身前端，能夠繞翼根的轉軸相對平直位置作-45°～80°的轉動，并可以在-45°，0°和80°三個位置鎖死；太陽能機翼上安裝有多組螺旋槳，充氣艇身安裝了兩組可傾轉的推力螺旋槳和兩組推力定向的輔助螺旋槳，太陽能機翼和充氣艇身上表面布有太陽能電池板；充氣艇身分為前中后三個部分，其中后段為軟式結構，中段為半硬式結構，前段為任務載荷艙。本發明能夠解決太陽能無人機起降場地要求高，有效載荷不足，起降過程低空飛行安全性等問題，同時達到較高的飛行高度，改善其懸停姿態和航跡控制性能，增強太陽能吸收和儲存能力保證其留空時間。
文檔編號B64B1/30GK102602527SQ201210071250
公開日2012年7月25日 申請日期2012年3月18日 優先權日2012年3月18日
發明者張煒, 李慧, 蔣漢杰, 趙天嬌, 郭大鵬, 馬智 申請人:西北工業大學