CN104015922B - 翼身旋转变展弦比无人飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种翼身旋转变展弦比无人飞行器，属于无人飞行器领域。翼身旋转变展弦比无人飞行器包括机身，菱形机翼，推进器及旋转机构；所述的机身通过旋转机构与菱形机翼连接，机身的机头处设有推进器，机身的机尾处设有尾翼；菱形机翼通过旋转机构进行水平旋转，菱形机翼上设有舵面。本发明充分发挥变展弦比飞机的固有优点。飞机以大展弦比的状态起飞，通过舵面控制飞机的姿态并飞行到指定高度，转换到小展弦比状态巡航飞行，并仍以大展弦比状态降落，使飞机在整个飞行包线内都具有较小的阻力，飞机可以最大限度地兼顾到高、低速性能要求。

Description

翼身旋转变展弦比无人飞行器

技术领域

本发明涉及一种翼身旋转变展弦比无人飞行器，属于无人飞行器领域。

背景技术

变展弦比飞机是为了解决飞行速度在亚音速与超音速之间变化带来的矛盾，使飞机在低速和高速飞行时都具有良好的气动特性。现有的变展弦比飞机都是在机翼尖部或根部安装一些机械机构，使两侧机翼同时绕着某轴线旋转以改变后掠角。机翼旋转时，展弦比随之发生变化。小后掠角时，机翼展弦比较大，相对厚度较大。当后掠角增大时，展弦比减小，相对厚度减小，从而使飞机兼顾高、低速性能要求。但现有这种飞机展弦比变化范围较小，同时配套电器***复杂。值得注意的是，现有的变展弦比飞机其后掠角变化较小，使得大小展弦比状态下的机翼翼型存在耦合效应，并不能最大限度的发挥变展弦比的优势。

发明内容

本发明提供的翼身旋转变展弦比无人飞行器，为解决现有变展弦比飞机展弦比变化较小，不能充分发挥变展弦比飞机其同时兼顾高、低速飞行的优点，本发明设计了一种展弦比可以在6和1之间变化并且后掠角改变达90度的变展弦比飞机。由于两个状态下机翼的顺气流方向相互垂直，故其两个方向翼型可以独立设计，充分发挥变展弦比机翼的优势。

本发明采用如下技术方案：

本发明所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，包括机身，菱形机翼，推进器及旋转机构；所述的机身通过旋转机构与菱形机翼连接，机身的机头处设有推进器，机身的机尾处设有尾翼；菱形机翼通过旋转机构进行水平旋转，菱形机翼上设有舵面。

本发明所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，所述的菱形机翼上的舵面分别设置在菱形机翼的边缘处，机翼翼型前后对称。

本发明所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，所述的旋转机构包括加强板，加强框，转动轴，轴承装置，机身加固装置，伺服器；所述的加强框为三块，三块加强框相互平行放置，三块加强框的两侧分别布置加强板，三块加强框与两侧的加强板围合成一个封闭框架，三块加强框中其中两加强框之间设置转动轴；

所述的封闭框架的下方布置轴承装置，轴承装置固定在机身加固装置上，机身加固装置下设有伺服器，伺服器与转动轴相连。

本发明所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，所述的轴承装置包括增高垫圈，轴承保护罩，转动轴承，转动轴；所述的轴承保护罩内布置转动轴承，轴承保护罩的顶端设有增高垫圈；

所述的转动机构同机身加固装置包括上盖板，垫高轻木，下盖板；垫高轻木的上下两端面分别设有上盖板与下盖板；

所述的伺服器的转动轴套置在转动轴承内；伺服器布置在下盖板的下方，转动轴穿过上盖板与下盖板；轴承保护罩布置在上盖板上方。

本发明所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，所述的轴承保护罩与上盖板之间设有保护垫圈。

本发明所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，所述的菱形机翼上分别设有第一总舵面与第二总舵面；

在起飞、降落状态中第一总舵面上下同幅度同向偏转给飞机提供俯仰力矩，控制飞机抬头和低头，第一总舵面同幅度反向偏转给飞机提供滚转力矩，控制飞机的左右滚转，第二总舵面固定不动；

在巡航状态中第二总舵面上下同幅度同向偏转给飞机提供俯仰力矩，控制飞机抬头和低头；第二总舵面同幅度反向偏转给飞机提供滚转力矩，控制飞机的左右滚转，第一总舵面固定不动。

有益效果

本发明的有益效果是，充分发挥变展弦比飞机的固有优点。飞机以大展弦比的状态起飞，通过舵面控制飞机的姿态并飞行到指定高度，当飞机达到一定速度并稳定下来后，在伺服器的驱动下，利用旋转机构使菱形机翼与机身发生90度转动，转换到小展弦比的状态飞行，并启用另一套舵面控制飞机姿态，在飞机即将降落时，通过相同的动作转换回大展弦比的状态进行降落，通过这样的飞行方式，使飞机在整个飞行包线内都具有较小的阻力，使飞机可以最大限度地兼顾到高、低速性能要求。

附图说明

图1是本发明大展弦比时的示意图；

图2是本发明大展弦比时的飞行示意图；

图3是本发明小展弦比时的示意图；

图4是本发明小展弦比时的飞行示意图；

图5是本发明的机翼形状和舵面布置；

图6是本发明的机身结构布置图；

图7是本发明的动力装置结构示意图；

图8a是本发明的尾部外视图；

图8b 是本发明的尾部结构示意图；

图9是本发明转动机构的结构示意图；

图10是本发明转动机构的内部结构***图；

图11是本发明机翼的结构图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明进一步详细说明

在图1中，展示了飞机大展弦比的视图，此种飞行状态是飞机处在起飞、降落阶段，具有展长、展弦比较大，低速飞行阻力低等优点。

在图2中，展示了飞机大展弦比时的飞行姿态，此时机翼第一总舵面4、垂尾舵面6通过控制***处于工作状态，机翼第二总舵面5处于非工作状态且偏转角为零度，相当于不起到增加升力的作用，两台发动机3通过控制***的调节，在飞行过程中进行同方向、同幅度的上下偏转，在起飞和降落时，同机翼第一总舵面4和垂尾舵面6一起控制飞机的俯仰特性，可以使飞机达到短距起降的优点。

在图3中此种飞行状态是飞机处在巡航阶段，具有展长、展弦比较小，高速下飞行阻力低等优点。

在图4中，展示了飞机小展弦比时的飞行姿态，此时机翼第二总舵面5通过控制***处于工作状态，机翼第一总舵面4处于非工作状态且偏转角为零度，相当于不起到增加升力的作用，两台发动机3通过控制***的调节，在飞行过程中进行反方向、同幅度的上下偏转，有效改善机翼舵面力臂较短、控制飞机能力较差的缺点，在巡航阶段，同机翼舵面起控制飞机的滚转和偏航特性，可以使飞机可以在气流扰动的情况下平稳飞行。

在图5中展示了两套飞行舵面的布置，不同于常规的舵面对称布置，此飞机的舵面布置呈现一面三个舵面、一面一个舵面的特点，通过设计一套独特的控制***，利用控制***的机理，引入飞机的角速度和过载信号形成闭环控制，使得大展弦比飞行时使用的第一总舵面4和小展弦比飞行时使用的第二总舵面5可以独立进行工作，并分别对两种状态下的飞机进行姿态控制。由于飞机在空中需要进行大小展弦比的转换，因此设计出了前后、左右均对称的类菱形机翼平面形状。

在起飞、降落过程中，机翼机身相对位置如图1，第一总舵面4上下同幅度同向偏转给飞机提供俯仰力矩，控制飞机抬头和低头，第一总舵面4同幅度反向偏转给飞机提供滚转力矩，控制飞机的左右滚转，此时第二总舵面5固定不动；在巡航过程中，机翼机身相对位置如图3，第二总舵面5上下同幅度同向偏转给飞机提供俯仰力矩，控制飞机抬头和低头；第二总舵面5同幅度反向偏转给飞机提供滚转力矩，控制飞机的左右滚转；此时第一总舵面4固定不动。所有舵面的运动都单独由一个小型伺服机控制，小型伺服机原理同伺服器44一致。由于两套舵面的设置，使飞机从上方看下去，呈现了一面三个舵面，一面一个舵面的布局。

在图6中展示了飞机机身结构布置图，前机身加强框17下面与前机身底板21相连，左右同前机身侧板22相连，前部与前机身盖板18相连,同时前机身盖板18同发动机安装侧板19相连，形成半封闭框式，将发动机处的集中力传递到框式内，可有效承担扭矩和弯矩应力，前机身加强框17形成的几个开口框式，提供了充分的空间放置电池、接收机、控制***电路板等电子原件的空间，在机身最前端的空间20处，安放控制发动机的小型伺服器，用于控制发动机的运动，同时也起到检修孔的作用。在后机身，后机身加强框23同后机身侧板24、后机身盖板25相连，并在后机身加强框23底部密封，形成后机身框式，前、后机身在螺栓孔处26连接。

在图7中展示了飞机的动力装置，两块夹板28包裹住发动机27，通过加固板29形成封闭圆圈，并与加强端板30相连接，连接到前机身前端，通过夹板28、加固板29的设计，使发动机可以从飞机上拆卸下来，方便检查和维护。

在图8a与图8b中展示了飞机的垂尾和平尾结构图，飞机平尾31和垂尾32通过螺栓33连接，在垂尾32内部，由平板肋34和加强板35组成内部骨架图，加强板35在垂尾32底部与碳管36相连，碳管36***到后机身框式内，整体承力。

在图9中展示了转动机构的设计图，主要有上下两部分构成，上部分三个加强框38同两侧加强板37构成一个封闭框式，通过在螺栓孔处40同前机身和后机身相连接，这样使转动机构上部分同机身连成一起进行同步运动。转动机构的下部分由轴承装置41、转动机构同机身加固装置42和伺服器44构成，其中机翼碳管在位置43处和转动机构同机身加固装置42连接，使转动机构下部分和机翼进行同步运动，转动机构上下部分由转动轴39连接。伺服器44可以在遥控的控制下，伺服器输出轴发生90度的旋转，从而带动转动轴39发生转动。机身通过转动机构主轴与机翼连接，当转动机构主轴发生转动时，动力装置与机翼发生相对90度旋转，从而使机翼的展弦比在6和1之间切换。（大展弦比的状态下展弦比为6，小展弦比的状态下展弦比为1）。

在图10中展示了转动机构的拆分图，转动机构内部主要由增高垫圈45、轴承保护罩46、转动轴承47、保护垫圈48、转动轴39、上盖板50、垫高轻木51、下盖板52、伺服器44组成，其中，转动轴承47置于轴承保护套46内部，上盖板50、垫高轻木51、下盖板52通过螺栓54连接成一体，伺服器44固定在下盖板52处，伺服器输出轴同转动轴39相连接。

在图11中展示了机翼的结构图，机翼承力结构主要由碳管55、肋57、桁条58组成，并在其上蒙上轻质复合材料，形成整个机翼。在整个机翼中，有两套独立的舵面，分别是低速时使用的第一总舵面4和高速时使用的第二总舵面5。在低速时，第一总舵面4附近分别设置一个伺服舵机59，在图11中上下各有一个，用于控制舵面在低速时的运动，此时伺服舵机61控制第二总舵面5静止不动。在高速时，第二总舵面5附近分别设置一个伺服舵机61，在图11中左右各有一个，用于控制舵面在高速时的运动，此时伺服舵机59控制第一总舵面4静止不动。

Claims (5)

1.翼身旋转变展弦比无人飞行器，其特征在于：包括机身（1），菱形机翼（2），推进器（3）及旋转机构；所述的机身通过旋转机构与菱形机翼连接，机身的机头处设有推进器，机身的机尾处设有尾翼；菱形机翼通过旋转机构进行水平旋转，菱形机翼上设有舵面；所述的旋转机构包括加强板（37），加强框（38），转动轴（39），轴承装置（41），转动机构同机身加固装置（42），伺服器（44）；所述的加强框（38）为三块，三块加强框（38）相互平行放置，三块加强框（38）的两侧分别布置加强板（37），三块加强框（38）与两侧的加强板（37）围合成一个封闭框架，三块加强框（38）中的其中两加强框（38）之间设置转动轴（39）；所述的封闭框架的下方布置轴承装置（41），轴承装置（41）固定在机身加固装置（42）上，转动机构同机身加固装置（42）下设有伺服器（44），伺服器（44）与转动轴（39）相连。

2.根据权利要求1所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，其特征在于：所述的菱形机翼（2）上的舵面分别设置在菱形机翼的边缘处，机翼翼型前后对称。

3.根据权利要求1所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，其特征在于：所述的轴承装置（41）包括增高垫圈（45），轴承保护罩（46），转动轴承（47），转动轴（39）；所述的轴承保护罩（46）内布置转动轴承（47），轴承保护罩（46）的顶端设有增高垫圈（45），转动轴（39）套置在转动轴承（47）内；所述的转动机构同机身加固装置（42）包括上盖板（50），垫高轻木（51），下盖板（52）；所述的垫高轻木（51）的上下两端面分别设有上盖板（50）与下盖板（52）；所述的伺服器（44）布置在下盖板（52）的下方，转动轴（39）穿过上盖板（50）与下盖板（52）；轴承保护罩（46）布置在上盖板（50）上方。

4.根据权利要求3所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，其特征在于：所述的轴承保护罩（46）与上盖板（50）之间设有保护垫圈（48）。

5.根据权利要求4所述的翼身旋转变展弦比无人飞行器，其特征在于：所述的菱形机翼上分别设有第一总舵面（4）与第二总舵面（5）；

在起飞、降落状态中第一总舵面（4）上下同幅度同向偏转给飞机提供俯仰力矩，控制飞机抬头和低头，第一总舵面（4）同幅度反向偏转给飞机提供滚转力矩，控制飞机的左右滚转，第二总舵面（5）固定不动；

在巡航状态中第二总舵面（5）上下同幅度同向偏转给飞机提供俯仰力矩，控制飞机抬头和低头；第二总舵面（5）同幅度反向偏转给飞机提供滚转力矩，控制飞机的左右滚转，第一总舵面（4）固定不动。