具有模块化铰接式机翼的飞机制造技术

本发明专利技术公开了一种具有高展弦比机翼平台，可在高空对目标站进行监测的多重铰接飞行系统（空中基站）。在具体实施例中还公开了自主式模块化飞行器翼尖与翼尖结合的连接方式。这种模块化飞行器可由太阳能获取能量。所述自主式飞行器包括可独立操作或整合操控的传感器。所述空中基站可以根据外部状况进行聚集、分解、和／或再聚集。因此，本发明专利技术提供了一种“永驻站”式的飞行器。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术所述实施例涉及飞机高空飞行领域，尤其涉及一种可获得比现有设 计所能达到的结构重量更轻的大展弦比机翼平面形状的方法，降低重量将使飞 机在高空飞行中获得与采用其他方式相比更高的升限和更长的续航时间。除此 之外，本专利技术实施例中的模块化特征数据将提供更大的操作灵活性和提高系统 鲁棒性。
技术介绍
许多军用和商用飞机都希望拥有更高的飞行高度并在空中长时间停留，从 而可以在一个更高的平台上拥有更广的视野。通常的军用和商用任务是指监视和通信，但是一个拥有高升限、长续航时间的飞机还可以用于军事信号情报工 作，除此，高升限、长续航时间的飞机因其可在各行星大气层中飞行而被用于 空间探测。应用于地球大气顶层的空气动力学设计同样可以适用于当行星表面 大气密度较低时较低飞行高度条件下使用。目前高空飞行中可选择的长续航时间的飞行器包括沿轨道运行的卫星和能 到达空中一定高度但在此高度无法长时间停留的飞机，两者在运行和成本上都有其缺点。卫星发射和运行过程花费昂贵，地球同步卫星除外，并且不能针对 地面上某一固定点巡航，从而需要组成大的卫星星座来覆盖地面，或是确保对 一个地面目标或地面站更高的再访率，即短间隙覆盖。地球同步卫星在被发射 至赤道上方的轨道后即固定于地面某一特定位置，从而彻底限制其地面覆盖率， 尤其在高空区域。因此，可在高空飞行但无法长时间航行的飞机虽然运行效率 低，但因需要其从发射基地至任务站(例如监测站、通讯站等)之间周期往复 工作而被选用。举个例子，在任何时间当一架飞机飞去任务站接替第二架飞机 的任务时，第三架飞机会从任务站飞回发射基地，同时第四架在发射站准备起 飞。需要的机群尺寸及由此造成的全部花费随发射站到任务站之间的距离增加 而增大。此外，飞机沿整个航行路径周期运行时，运行过程将受到自然界天气 变化的影响(例如，暴风雪)，同样在军事任务中，敌军行动也会对整个航行造 成影响。因为两种选择都存在成本和运行方面的缺点，所以飞积/没计者们的梦想就 是研发出一种可在高空飞行时拥有长时间续航能力的飞机。此外，考虑到运行 的响应性，也希望这样一种飞机可以尽快应用于远程运行定位，从而减少不利 天气造成的影响。在一种设计中满足这些需求是一项具有很高难度的技术挑战。因为子系统可靠性不理想，可以持续在站内运行的高空长续航时间的飞机 至今未能问世。过去人们在设计飞机时认为其续航能力不受机载燃料供给与消 耗的限制，这样一架飞机可以在某一高度连续几个月维护任务站，直到子系统发生故障而被迫返回基站。通常有以下三种供给方式应用机载核子分裂反应 堆的核能推进方式、地面能源引入(例如，微波或激光的能量)以及太阳能电 力推进。美国从二十世纪五十年代起开始探索核动力飞机，曾经尝试过改进的康威尔B-36调节型(ConvairB-36 Peacemaker)试验台飞机和基于地面检测的飞机， 但都宣告终止，其原因很可能是当下环境意识和政治敏感性不允许奉行这种观念。依靠来自地面站的能量射束供能的小型遥控飞机已经设计并试飞成功，但 其距地面站距离过远时，射束辐射使飞机可接受到的能量流减少，导致效率降 低。此外，如果采取高频能量传输使射束辐射减少到最小，则通量增加的同时 也会增加环境风险(例如，鸟类和其它飞机会在中间高度飞行时穿过射束)。这 些局限性导致在实际应用中依靠射束供能的飞机只能在其能源中心附近范围活 动，因而在大多^t环境下并不适用。太阳能电力推进对于有效的无限制飞行来说是第三种途径，事实上，无人 操纵以及有人操纵的太阳能电力飞机已经用于工业应用，如空中导航器 (Aerovironment Pathfinder)和希利奥士 ( Helios )。依靠太阳辐射而设计的太 阳能电力飞机具有很低的推进功率，可以反过来促使其在空气动力学和结构学 方面的设计进一步完善。此外，理论上此类飞机可在距海平面5万英尺上的高 空很好的运行，从而确保不会遇到云层而减少可接收到的太阳辐射，以及最大 程度避免遭遇逆风的可能性。考虑到以上因素，目前围绕可长时间高空作业的飞行器的开发主要集中于 太阳能电力飞行器，包括如下两种类型比空气重的飞行器(例如，飞机)和 比空气轻的飞行器(例如，飞船)。飞船更多的是利用空气静力学方法使其升空 (例如，提升用气体产生的浮力，比如氦气)，而非利用作用于机翼的空气动力 学方法。目前正在研发阶段的太阳能电力飞船是洛克希德马丁高空飞船 (Lockheed-Martin High Altitude Airship )。无论是飞机还是飞船，低功率(由于太阳能辐射限制所致)和高飞行高度的结合都将导致需要体积大但重量轻的飞机结构。对于飞机来说翼载荷(即， 飞机重量与机翼面积之比)必须要低。对于飞船来说，船体比表面积的重量也 要很轻。因此，无论是飞机还是飞船相对来说都不够坚固。此外，两种航空器 的空速由于低能量所致而速度较慢，从而当飞机在上升或下降过程中穿越低层 大气或当飞船发射下水遭遇阵风或疾风时都存在突变结构故障或受顺风向影响 而无法控制的危险。对于高空太阳能电力飞机来说，根据升阻比最高效的空气动力学构造是具 有高展弦比的无后掠翼，其中展弦比是指机翼翼展的平方与基准翼面积的比值。 飞翼是指仅由机翼单独组成的飞机，没有机身或尾翼。事实上，这就是空中导航器(AerovironmentPathfinder)和希利奥士 (Helios)飞机的构造。这样的构 造导致的主要的空气动力学缺点是其稳定性和控制性较差，尤其在纵向间距方 面，因为没有尾翼面及明显的尾力臂。重量轻、展弦比高的飞翼在结构上的主 要缺点是顺翼展方向的弯曲会有一定的阻力和扭转刚度(例如，机翼扭转时的 阻力)。尤其当应用太阳能电力时，机翼不携带燃料，机翼重量将用来阻抗第一 翼弯曲矩。如果有效载荷没有横越机翼的跨径分散(即，跨径负载)，而是集中 在飞行器的中心线，则顺翼展方向的弯曲问题将会更加严重。最终这些空气动 力学及结构学方面的问题将会交织在一起造成航空结构方面的交互影响，例如 因此出现的飞行器的朴翼运动和扭转振动将在飞行中导致无法控制的和潜在的 发散振动。事实上，这些事件陆续出现是从2003年当空中希利奥士 (Aerovironment Helios)位于太平洋上空时在飞行途中出现故障开始。对于飞船来说，高空飞船在飞行中需要的轻重量构造存在一些问题。由于 重量原因，高空飞船必须采用非刚性设计，其中环向应力和船体弯曲矩由船体 结构决定，这样的结构还必须抗撕裂、防紫外线并对氦气防渗。过去，^f氐空运行中的飞船船体结构设计的失败已不会重演，但是在高空运行中对于轻质结构 的需求将使设计难度加大。最终，为获得合理的有效载荷，高空飞船必须体积很大，长度接近或大于500英尺。基于此带来的这些限制引入了地面操作的难度。本专利技术所描述的具体实施例有如下前提，即研发高空飞船的科技和项目风 险要大于高空飞机的风险性，提出了对于具有高展弦比飞翼飞机的航空结构限 制的解决方案。此方案将机翼细分成自主模块单元，其可在飞行中结合，翼尖 对翼尖，从而形成单一或多重铰接的具有空气动力学效率的飞行器表面。最佳 实施例包括如上提到的一个模块化铰接翼飞机，其利用太阳能电力能量系统来 提供原动力并同时满足任务系统和日常管本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种可在最高处运行并在目标地上空盘旋的自主式模块化飞行器，包括：　带有两个机翼的空降体，每个机翼都有一个翼尖，当遇到第一设定情形时，所述翼尖至少与一个其它的自主式模块化飞行器的翼尖相连，从而形成一个集合体；当遇到第二种情况时，所述翼尖可与至少一个自主式模块化飞行物的机翼相分离；　所述集合体可形成一个具有高展弦比机翼平台的多重铰接飞行系统，可对地面感兴趣区域在至少与第一高度相当的高度上操作运行。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：杰弗里S索姆，
申请(专利权)人：杰弗里S索姆，
类型：发明
国别省市：US[美国]