CN103101621A - 一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器，包括伞体与吊舱；吊舱整体为圆柱形，包括控制舱、动力舱与载荷舱，依次层叠固定设置；控制舱内设置有两个绕绳盘；伞体中操纵绳盘绕在绕绳盘上，主伞绳与控制舱上安装的可左右展开的支杆两端固定，通过支杆展开使伞体展开，且由舵机控制绕绳盘转动可控制翼伞飞行器转向姿态。动力舱中安装有用来驱动动力舱外部设置的螺旋桨转动的电机，实现翼伞飞行器的爬升与下降。载荷舱针对翼伞飞行器可设置不同类型的任务载荷。本发明的优点为：实现装载本飞行器的柱形空间的高利用率；采用大面积柔性的冲压翼伞作为升力面，可获得较低飞行速度，适合长时间定点侦察任务；同时具备良好的纵向、横向稳定性。

Description

一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器

技术领域

本发明为翼伞飞行器，属于飞行器设计领域，具体来说，是一种适于柱形空间装载的翼伞飞行器。

背景技术

无人飞行器与炮弹、火箭弹等武器结合发展而来的炮射飞行器，具有快速突破敌方防空封锁、短时间内抵达指定空域的能力，特性特别适合前线战术侦察、毁伤评估等高风险任务。

由于炮射飞行器的尺寸受到了火炮圆柱形内部空间的制约，因此目前的主流炮射飞行器都是采用了刚性机翼变形、折叠的方法来同时满足发射和巡航阶段对于飞行器外形的不同要求。但额外的变形、折叠机构给飞行器增加了多余的重量，占用了宝贵的机体空间；此类飞行器的机翼面积还是会受到弹体尺寸的限制，因此其全机的飞行重量也无法增大到合适值。上述两个问题的直接后果是，飞行器的任务载荷和燃料（燃油或电池）的减少，从而导致任务效果变差和续航时间变短。此外，固定翼炮射无人机的复杂变形机构降低了***的整体可靠性。同时较小的翼面积导致其飞行速度过高，不适合一些定点的持久监视任务。

目前的世界各国采用的主流制式火炮口径一般在100~200mm之间，而与之匹配的固定翼炮射飞行器的最大续航时间一般在30min左右。若要增加飞行器的重量或续航时间，那么只能增加发射火炮的口径，这将使整个炮射飞行器的发射***的成本大大增加。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出了一种结构简单、空间利用率高、续航时间长，且适用于柱形空间装载的翼伞飞行器。该飞行器可以实现在火箭炮弹体内部的装载，还可以根据其他任务需求而采用无人机空投或地面手掷的起飞方式。

一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器，其特征在于：包括伞体与吊舱；其中，伞体包括翼伞以及由主伞绳和操纵绳构成的伞绳；主伞绳固定在翼伞下表面，操纵绳只固定在翼伞后缘；吊舱由控制舱、动力舱、载荷舱构成，控制舱、动力舱、载荷舱由上至下层叠固定设置。

所述控制***包括支杆、舵机A、舵机B、绕绳盘A、绕绳盘B、主控模块以及控制电源；其中，支杆为左、中、右三部分构成的杆状结构；支杆中部固定在控制舱上，左部与右部端面下方分别与中部两端面下方铰接；上述支杆左部与右部自由端上，以及控制舱上均开有穿绳孔；所述绕绳盘A与绕绳盘B设置在控制舱内部；控制舱侧壁上固定安装有舵机A与舵机B，舵机A、舵机B的机轴分别与绕绳盘A、绕绳盘B同轴连接；由此翼伞前侧左半部分每组主伞绳的自由端穿过支杆左部穿绳孔后与支杆左部固定；翼伞前侧右半部分每组主伞绳的自由端穿过支杆右部穿绳孔后与支杆右部固定；而翼伞后侧左半部分每组操纵绳的自由端，依次穿过支杆左部穿绳孔与控制舱上的穿绳孔，伸入控制舱内部盘绕在绕绳盘A上；翼伞后侧右半部分每组操纵绳的自由端，依次穿过支杆右部穿绳孔与控制舱上的穿绳孔，伸入控制舱内部盘绕在绕绳盘B上。所述控制电源用来为舵机A、舵机B以及主控模块供电；主控模块并实现翼伞飞行器与地面控制站间的通信，通过地面控制站向主控模块发送控制信号，由主控模块控制舵机A与舵机B的工作。

所述动力***包括电机、螺旋桨、动力电池；其中，电机安装在动力舱内；螺旋桨设置在动力舱外壁上，与电机输出轴固定；动力电池用来为电机供电，同样设置在动力舱内；电机与控制舱内的主控模块相连，由此通过主控模块接收地面控制站的控制信号实现对电机的控制。

所述载荷舱用来针对翼伞飞行器所执行任务，设置任务载荷。

本发明的优点在于：

1）本发明翼伞飞行器利用柔性翼伞的折叠与充气过程，来控制翼伞的展开；唯一的折叠机构是吊舱支杆，该支杆相比折叠机翼简单得多，在整个使用过程中具有较高的可靠性；

2）本发明翼伞飞行器通过火箭弹发射时，通过圆柱形的吊舱和柔性翼伞和伞绳可以充分填满弹体内部的圆柱形空间，实现弹体内部空间的高利用率；

3）本发明翼伞飞行器圆柱形竖立的吊舱具有较小的航向转动惯量同时吊舱本身又具备良好的纵向和横向的稳定性；

4）本发明翼伞飞行器模块化程度高，不同飞行器之间的翼伞和吊舱均可更换；同时吊舱分为三个独立模块：控制舱、动力舱、载荷舱，可以在不同飞行器之间互换；此外根据任务需求可以替换不同功能的载荷舱，或在原有三个舱体的基础上增加新的舱体；

5）本发明翼伞飞行器采用柔性的冲压翼伞作为升力面，采用大面积翼伞，可以获得较低的飞行速度，适合执行长时间定点监视侦察任务。

附图说明

图1为本发明翼伞飞行器整体结构示意图；

图2为本发明翼伞飞行器的控制***与动力***安装方式示意图；

图3为本发明翼伞飞行器的支杆左部与右部间连接方式示意图；

图4为本发明翼伞飞行器的伞绳与吊舱连接方式示意图；

图5为本发明翼伞飞行器在典型火箭弹内部安装方式示意图。

图中：

1-伞体               2-吊舱                  3-引导伞                4-减速减旋伞

5-火箭发动机         101-翼伞                102-伞绳                102a-主伞绳

102b-操纵绳          201-控制舱              202-动力舱              203-载荷舱

204-控制***         205-动力***            206-任务载荷            201a-支杆

201b-舵机A           201c-舵机B              201d-绕绳盘A            201e-绕绳盘B

201f-主控模块        201g-操纵电源           201h-扭簧A              201i-扭簧B

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明翼伞飞行器包括伞体1与吊舱2，如图1所示；其中，伞体1包括翼伞101以及由主伞绳102a和操纵绳102b构成的伞绳102。翼伞101为普通冲压式翼伞101，通过主伞绳102a与操纵绳102b连接吊舱2。主伞绳102a固定在翼伞101下表面，两两为一组，自由端交叉汇聚为一股，形成Y形分叉构型。操纵绳102b固定在翼伞101后缘，同样两两为一组，自由端交叉汇聚为一股，形成Y形分叉构型。吊舱2由控制舱201、动力舱202、载荷舱203构成，控制舱201、动力舱202、载荷舱203由上至下层叠固定设置，分别作为控制***204、动力***205以及任务载荷206的承载体。

如图2所示；所述控制***204包括支杆201a、舵机A201b、舵机B201c、绕绳盘A201d、绕绳盘B201e、主控模块201f以及操纵电源201g；其中，支杆201a用来固定伞体1，为左、中、右三部分构成的杆状结构；支杆201a中部水平固定在控制舱201顶面上，左部与右部端面下方分别与中部两端面下方铰接，且铰接轴上安装有扭簧，如图3所示，由此在火箭弹弹体内放置时，左部和右部的支杆分别处于下摆状态，由于弹体内壁的限制而无法张开。当弹壳抛弃后，支杆左部、右部会由于扭簧A201h和扭簧B201i的弹力自动展开。上述支杆201a左部与右部自由端上，以及控制舱201顶面上均开有穿绳孔，用于伞体1主伞绳102a的固定以及操纵绳102b的穿入。所述绕绳盘A201d与绕绳盘B201e相互平行且垂直于水平面，设置在控制舱201内部，用来盘绕伞体1操纵绳102b；控制舱201相对两侧壁上分别固定安装有舵机A201b与舵机B201c，舵机A201b、舵机B201c的机轴分别与绕绳盘A201d、绕绳盘B201e同轴连接；由此翼伞101前侧左半部分每组主伞绳102a的自由端穿过支杆201a左部穿绳孔后与支杆201a左部固定；翼伞101前侧右半部分每组主伞绳102a的自由端穿过支杆201a右部穿绳孔后与支杆201a右部固定；而翼伞101后侧左半部分每组操纵绳102b的自由端，依次穿过支杆201a左部穿绳孔与控制舱201上的穿绳孔，伸入控制舱201内部盘绕在绕绳盘A201d上；翼伞101后侧右半部分每组操纵绳102b的自由端，依次穿过支杆201a右部穿绳孔与控制舱201上的穿绳孔，伸入控制舱201内部盘绕在绕绳盘B201e上，如图4所示，由此通过舵机A201b与舵机B201c分别控制绕绳盘A201d与绕绳盘B201e进行转动，对操纵绳102b进行盘绕或释放，由此实现对翼伞101后缘左、右两侧上、下偏角的调整，进而实现翼伞飞行器转向姿态控制。所述控制电源201g用来为舵机A201b、舵机B201c以及主控模块201f供电；主控模块201f并实现翼伞飞行器与地面控制站间的通信，通过地面控制站向主控模块201f发送控制信号，由主控模块201f控制舵机A201b与舵机B201c的工作。

所述动力***205包括电机202a、螺旋桨202b、动力电池203c。其中，电机202a通过电机202a安装台安装在动力舱202内；螺旋桨202b设置在动力舱202外壁上，与电机202a输出轴固定，通过电机202a输出轴转动带动螺旋桨202b转动，产生拉力，带动翼伞飞行器的上升与下降。动力电池202c用来为电机202a供电，同样设置在动力舱202内。动力舱202与控制舱201间开有连接通道，电机202a通过连接通道与控制舱201内的主控模块201f相连，由此通过主控模块201f接收地面控制站的控制信号实现对电机202a的控制，实现飞行器的爬升与下降的控制。

所述载荷舱203为一个完全独立的舱体，用来针对翼伞飞行器所执行任务，设置任务载荷206；具有独立的供电电源。载荷舱203可根据任务的不同替换（或增加）具有其他功能的舱体。例如：在进行侦查任务时，载荷设备可为摄像头与图像传输设备构成的侦查载荷，通过摄像头采集周边环境信息，通过图像传输设备发送到地面控制站；在执行攻击任务时，可以将载荷舱更换为攻击弹药，在飞临已经设定好的目标上方时，控制释放弹头进行攻击；此外在已有侦查载荷舱的基础上也可以在其下方增挂弹药载荷，由此翼伞飞行器就可以根据具体情况进行攻击。

本发明翼伞飞行器可以很好地适应弹体内部圆柱形空间，因此火箭弹发射是翼伞飞行器首选的起飞方式。此外本发明翼伞飞行器还可以采用无人机空投或地面手掷等方式起飞。

当采用火箭弹发射时，弹体内的由前至后依次为：吊舱2、伞体1、引导伞3、减速减旋伞4、火箭发动机5，如图4所示。当弹体飞行至弹道最高点时，依次抛出减速减旋,4、引导伞3、伞体1、吊舱2。当伞体1打开后，此时吊舱2上的支架弹开，缠绕在一起的伞绳102会给吊舱2一个解扭方向的回转力矩，由于支架的弹开使该回转力矩被放大；直至伞绳102解除缠扭，翼伞飞行器进入稳定飞行巡航状态。

当采用无人机空投起飞时，翼伞飞行器在指定空域投放，吊舱2竖立下落过程中伞体1打开，此时吊舱2上的支架弹开，缠绕在一起的伞绳102会给吊舱2一个解扭方向的回转力矩，由于支架的弹开使该回转力矩被放大；直至伞绳102解除缠扭，翼伞飞行器进入稳定飞行巡航状态。

当采用地面手掷方式起飞时，投掷者手举吊舱2跑步加速，迎面的气流使翼伞101充分充气并竖立起来，当加速至起飞速度后松手，翼伞飞行器以大动力爬升至指定高度，然后开始巡航。此种起飞方式中没有伞绳102的解除缠扭过程，因为此种方式中伞体1在地面静止状态时就以较规整的方式摆放，不存在较多较复杂的折叠，同时翼伞101加速充气过程较为平缓，因此与伞绳之间不容易产生缠绕。

为了使本发明翼伞飞行器可同时适合上述三种起飞方式，因此载荷舱203采用圆柱结构，且保证整个翼伞飞行器中的控制舱201、动力舱202与控制***204、动力***205在水平面上的投影均位于载荷舱203在水平面上的投影内部，由此可避免在将翼伞飞行器设置在火箭弹弹体内部时受到阻挡。且采用这种圆柱形结构吊舱2，可使翼伞飞行器在发射后受到解扭方向的回转力矩时，具有较小的航向转动惯量和较大的纵/横向的转动惯量，从而使吊舱2相对于翼伞101有很好的航向偏转跟随性和开伞快速解扭能力。

当采用上述三种方式使翼伞101进入飞行巡航状态后，可通过地面控制站向主控模块201f发送控制命令，由主控模块201f控制舵机A201b或舵机B201c工作，使绕绳盘A201d或绕绳盘B201e转动，由此拉动绕绳盘A201d或绕绳盘B201e上缠绕的操纵绳102b，由此使绕绳盘A201d或绕绳盘B201e所在一侧的翼伞101后缘下偏，阻力增大，使整个翼伞飞行器向该侧偏航；若主控模块201f同时控制舵机A201b与舵机B201c工作，使绕绳盘A201d与绕绳盘B201e转动，由此同时拉动绕绳盘A201d与绕绳盘B201e上缠绕的操纵绳102b，使翼伞101后缘两侧均下偏，由此实现翼伞飞行器的减速功能。通过地面控制站向主控模块201f发送控制指令，还可由主控模块201f控制发动机转动，使螺旋桨202b旋转，由此实现翼伞飞行器制爬升或下降的，发动机转速越快，螺旋桨转速越快，则翼伞飞行器收到的拉力越大，爬升角越大；反之发动机转速下降，螺旋桨转速下降，则翼伞飞行器收到的拉力减小，使翼伞飞行器下降。

Claims (4)

1.一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器，其特征在于：包括伞体与吊舱；其中，伞体包括翼伞以及由主伞绳和操纵绳构成的伞绳；主伞绳固定在翼伞下表面，操纵绳固定在翼伞后缘；吊舱由控制舱、动力舱、载荷舱构成，控制舱、动力舱、载荷舱由上至下层叠固定设置；

所述控制***包括支杆、舵机A、舵机B、绕绳盘A、绕绳盘B、主控模块以及控制电源；其中，支杆为左、中、右三部分构成的杆状结构；支杆中部固定在控制舱上，左部与右部端面下方分别与中部两端面下方铰接；上述支杆左部与右部自由端上，以及控制舱上均开有穿绳孔；所述绕绳盘A与绕绳盘B设置在控制舱内部；控制舱侧壁上固定安装有舵机A与舵机B，舵机A、舵机B的机轴分别与绕绳盘A、绕绳盘B同轴连接；由此翼伞前侧左半部分每组主伞绳的自由端穿过支杆左部穿绳孔后与支杆左部固定；翼伞前侧右半部分每组主伞绳的自由端穿过支杆右部穿绳孔后与支杆右部固定；而翼伞后侧左半部分每组操纵绳的自由端，依次穿过支杆左部穿绳孔与控制舱上的穿绳孔，伸入控制舱内部盘绕在绕绳盘A上；翼伞后侧右半部分每组操纵绳的自由端，依次穿过支杆右部穿绳孔与控制舱上的穿绳孔，伸入控制舱内部盘绕在绕绳盘B上；所述控制电源用来为舵机A、舵机B以及主控模块供电；主控模块并实现翼伞飞行器与地面控制站间的通信，通过地面控制站向主控模块发送控制信号，由主控模块控制舵机A与舵机B的工作；

所述动力***包括电机、螺旋桨、动力电池；其中，电机安装在动力舱内；螺旋桨设置在动力舱外壁上，与电机输出轴固定；动力电池用来为电机供电，同样设置在动力舱内；电机与控制舱内的主控模块相连，由此通过主控模块接收地面控制站的控制信号实现对电机的控制；

所述载荷舱用来针对翼伞飞行器所执行任务，设置任务载荷。

2.如权利要求1所述一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器，其特征在于：所述支杆左部、右部与中部间的铰接轴上安装有扭簧。

3.如权利要求1所述一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器，其特征在于：所述绕绳盘A与绕绳盘B相互平行且垂直于水平面。

4.如权利要求1所述一种适用于柱形空间装载的翼伞飞行器，其特征在于：所述载荷舱采用圆柱结构，且保证整个翼伞飞行器中的控制舱、动力舱与控制***、动力***在水平面上的投影均位于载荷舱在水平面上的投影内部。

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