一种升浮一体式垂直起降通用飞行器制造技术

一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处。左机身和右机身向前伸出。两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧。左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，并且该尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。本发明专利技术具有应用广泛、飞行地域广、工作效率高的特点，适用于交通运输、土地测绘、资源勘探、环境监测、科学实验、航空训练、安全巡逻、人员救护、快邮传递、农林防治、文化体育、行政公务、旅游观光领域。

【技术实现步骤摘要】
一种升浮一体式垂直起降通用飞行器
本专利技术涉及现代航空航天领域，具体为一种升浮一体式垂直起降通用飞行器。
技术介绍
为了保持飞行器在空中的基本飞行，人们一般通过大气的浮力和升力来平衡重力。对于飞艇、热气球等主要依靠浮力平衡重力的飞行器而言，具有简单起降、空中悬停、滞空久、全天候和多用途等特点，但纯浮力飞行器的升空原理主要是在浮力体内部充满比空气更轻的气体形成浮力，由于空气密度较小，单纯依靠浮力的飞行器尺寸巨大，而巨大的尺寸会超过材料张力的极限所以，不仅大尺寸浮力飞行器制造困难，而且表面柔性材料本身也对其尺寸有很大的约束。由于航空技术、制造技术以及材料和工艺水平有限，以及相比飞机又没有速度优势，其发展近些年来受到了局限；对于飞机等有翼飞行器，机翼的升力主要用来平衡重力，虽然飞行速度上具有优势，但面临着对起降场地要求高、经济效率偏低，以及结构尺寸和机体重量大、不便运输等特点，特别是复杂地形条件下的起飞着陆阶段，飞行条件要求较为苛刻，存在着能否保证平稳降落的飞行安全等诸多问题，难以满足灵活多变战术防御思想的要求。事实上，无论作为民用的运输观光、还是军用的预警巡逻，飞行器必然会有一定的速度，所以，利用相对气流速度产生空气动力学升力来弥补浮力的不足和增加飞行高度的飞行器受到了极大关注,将浮力体与气动体揉合在一起，充分利用静升力飞行器和动升力飞行器的优点，在几何尺寸增加不多的情况下，发挥浮力体与升力体共同的优势，一方面可以在起飞着陆阶段通过飞行器自身的浮力平衡一部分重力，从而有效减小起降阶段所需的飞行速度，进一步降低对起降场地的诸多要求和潜在的飞行风险，另一方面，在巡航阶段，又可以提供较常规飞艇数倍至数十倍的有效载荷，实现较高的飞行速度和经济效率，以及良好的操控性能。浮升一体化飞行器既要能产生一定的动升力，同时阻力较小，具有低速情况下的高升阻比、高浮力体积效率的气动布局形式。为了达到这一目的，一方面应该寻求具有较高体积效率的气动外形，即在单位表面积下具有较大的容积，另一方面，有效地利用气流速度产生的空气动力学升力也是增加总升力和飞行高度的有效途径。由此可见，开发既有较高的内部容积、又有高气动效率的浮升一体化垂直起降飞行器气动布局对高空信息平台的发展具有重要的学术研究和工程应用价值。近年来，研究者对升浮一体式飞行器进行了较为详尽的探索，但优化后的升浮一体式飞行器仍然没有摆脱飞艇的传统气动构型，即使用椭球型浮力体，并将与刚性机翼的结合。在飞行过程中，机身提供浮力和一部分气动升力，机翼提供主要的气动升力。诚然，球体是体积效率最大的几何外形，椭球型构型是在妥协了空气动力阻力后的优化结果，但其巨大的阻力依然让人难以接受。此外，对于传统倾转旋翼飞行器，在起降阶段发动机推力需要克服飞行重力而工作在最大功耗状态，耗油量惊人，影响了飞行器巡航性能。如何降低常规倾转旋翼飞行器在起飞着陆阶段的功耗问题也是未来研究发展的方向。
技术实现思路
为克服现有技术中存在的阻力大和能耗高的不足，本专利技术提出了一种升浮一体式垂直起降通用飞行器。本专利技术包括左机身、右机身、中央机身、前排翼、后排翼、尾撑、双垂尾、平尾、旋翼、两台发动机、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和两套倾转旋翼式动力系统。其中：中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处。左机身和右机身向前伸出，使左机身头部最前端和右机身头部最前端分别与前排翼前缘之间有2m的距离。两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧。左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，该尾撑的长度为9m，并且该尾撑向上翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角。飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部。起落架主轮距22.2m，纵向轮距3.9m。所述双垂尾和平尾依靠尾撑与左机身和右机身相连，垂尾上布置方向舵，平尾上布置升降舵。所述升降舵弦长为平尾弦长的50％；所述方向舵弦长为垂尾弦长的40％。两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身前部和右机身前部。倾转轴的中轴线始终与机身的轴线相互垂直，且距左机身或右机身头部最前端0.4m。两台发动机分别左发动机和右发动机；所述各发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心。所述左发动机轴线与右发动机轴线之间的间距为21m。垂直起降阶段，发动机转至与机身轴线垂直的位置，提供升力；水平飞行阶段，发动机转至水平位置，提供推力。所述充气式双层排翼的展长为22m，弦长为4m，后排翼5前缘位于前排翼前缘后下方3.2m，并且该后排翼距前排翼之间的垂直间距为1.2m。所述各机翼的安装角均为0°。所述充气式双层排翼为半硬式充气结构，中央翼梁分别与左机身和右机身连接，机翼内布置多个翼肋，通过翼肋将机翼内隔开成多个气室，每个气室内均有一个保型气囊，气囊内充满氦气，以保持气囊内部压力大于环境压力500Pa。气囊的充/放气管道从中央翼梁内部穿过，一侧与各个气囊连接，另一侧与左机身或右机身的气泵连接，通过气泵对气囊进行充放气。所述中央机身位于后排翼前缘，中央机身头部最前端与后排翼前缘之间有1.477m的距离。中央机身通过后机身壁板与中央翼梁、长桁相连。所述中央机身的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面。所述中央机身的设计控制面为xzi，i＝1、2、3、4、5、6；xz为中央机身的纵向坐标，下标i表示各控制面的编号。表1为中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点；表1中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点所述左机身1和右机身2为对称设计。所述机身的几何形状由控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得机身曲面。机身的设计控制面为xcj，j＝1、2、3、4、5、6；xc为所述左机身和右机身的纵向坐标，下标j表示各控制面的编号。表2为机身的设计控制面xcj中各控制坐标点；表2左机身和右机身的设计控制面xcj中各控制坐标点本专利技术的总体设计思路是结合充气式双层排翼和倾转旋翼式动力系统，实现垂直起降，克服普通倾转旋翼式垂直起降飞行器在起飞着陆阶段功耗较大的缺点，具有较高的可操纵性、经济型和安全性。且相比于传统升浮一体式飞行器，由于该飞行器阻力较低，可在较低能耗下提高飞行速度。所述升浮一体式飞行器在垂直起飞阶段，由充气式双层排翼和旋翼共同提供升力，通过设计，最大起飞重量时，充气式双层排翼所产生的浮力可为飞行器提供50％以上的升力，即发动机仅需提供最大起飞重量一半的推力即可使飞行器垂直起降，这不仅减少了油耗，同时降低了发动机结构重量，增加了飞行器航程，降低了飞行器的制造成本和使用成本。所述升浮一体式飞行器可通过调节发动机倾转角来实现推力矢量的变化，可在低速下灵活地进行俯仰操纵，且通过调节单个发动机转速的变化，在低速下灵活地进行偏航操纵，可操纵性较强。此外，所述升浮一体式飞行器巡航速度较低，且浮力克服了大量重力，经过数值模拟，该飞行器几乎没有失速迎角，因此具有较高的安全性能。所述升浮一体式飞行器在垂直起降阶段外观图如图1所示，平飞阶段外观图如图2所示。所述升浮一体式飞行器包括充气式双层排翼、三机身、两套倾转旋翼式动力系统、本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，包括左机身、右机身、中央机身、前排翼、后排翼、尾撑、垂尾、平尾、旋翼、两台发动机、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和两套倾转旋翼式动力系统；其中：中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于排翼两端的翼梢处；左机身和右机身向前伸出，使左机身头部最前端和右机身头部最前端分别与前排翼前缘之间有2m的距离；两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧；左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，该尾撑的长度为9m，并且该尾撑向上翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角；飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部；两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身前部和右机身前部；倾转轴的中轴线始终与机身的轴线相互垂直，且距左机身或右机身头部最前端0.4m；两台发动机分别左发动机和右发动机；所述各发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心。

【技术特征摘要】
1.一种升浮一体式垂直起降通用飞行器，其特征在于，包括左机身、右机身、中央机身、充气式双层排翼、尾撑、垂尾、平尾、旋翼、两台发动机、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和两套倾转旋翼式动力系统；所述充气式双层排翼包括前排翼和后排翼；其中：中央机身位于后排翼前缘中间位置；左机身和右机身分别位于前排翼和后排翼两端的翼梢处；左机身和右机身向前伸出，使左机身头部最前端和右机身头部最前端分别与前排翼前缘之间有2m的距离；两台发动机分别安装在左机身和右机身内侧；左机身和右机身的后端均有向后延伸出的尾撑，该尾撑的长度为9m，并且该尾撑向上翘起，使尾撑与机身纵向轴线之间有15°的夹角；飞行器采用双垂尾布局，升降舵和方向舵分别设置在平尾和垂尾上；起落架为前三点式，主起落架分别位于左机身和右机身下部，前起落架位于中央机身前部；两套倾转旋翼式动力系统分别安装在左机身前部和右机身前部；倾转轴的中轴线始终与机身的纵向轴线相互垂直，且距左机身或右机身头部最前端0.4m；两台发动机分别为左发动机和右发动机；所述两台发动机与倾转轴相连，倾转轴通过发动机重心；所述中央机身的几何形状由设计控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得中央机身曲面；所述中央机身的设计控制面为xzi，i＝1、2、3、4、5、6；xz为中央机身的纵向坐标，下标i表示各设计控制面的编号；表1为中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点；表1中央机身的设计控制面xzi中各控制坐标点所述左机身和右机身为对称设计；所述左机身和右机身的几何形状均由设计控制面上的样条曲线来约束，样条曲线由控制坐标点来约束，并分别通过插值获得左机身和右机身曲面；左机身和右机身的设计控制面为xcj，j＝...

【专利技术属性】
技术研发人员：叶正寅，杨磊，华如豪，叶坤，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61