一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器制造技术

本发明专利技术公开一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身、前升力机翼、后升力机翼、动力系统和控制系统；所述翼形升力机身用于产生升力；所述前升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面；所述后升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局；该一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器通过将原先产生阻力影响飞行性能的机身转变为可产生升力的升力体机身，增大飞行器飞行的速度区间，并且利用前后机翼安装角的差异优化失速特性，并通过改善飞行器横侧稳定性避免飞行器进入螺旋状态。性避免飞行器进入螺旋状态。性避免飞行器进入螺旋状态。

【技术实现步骤摘要】
一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器


[0001]本专利技术涉及飞行器
，具体涉及一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器。

技术介绍

[0002]现有常规布局载重无人机与串列式载重无人机在起飞和降落阶段表现欠佳，对起飞与降落的环境要较高的要求，这是由于飞行器低速性能不足导致，此外，面对大迎角机动，机翼失速抑或是进入螺旋的情况下难以改出，容易造成飞行器坠毁。

技术实现思路

[0003]本专利技术为解决上述的技术问题而提供一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，通过将原先产生阻力影响飞行性能的机身转变为可产生升力的机身，增大飞行器飞行的速度区间，并且利用前后机翼安装角的差异优化失速特性，并通过改善飞行器横侧稳定性避免飞行器进入螺旋状态。
[0004]为解决上述问题，本专利技术采用如下技术方案：
[0005]一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身、前升力机翼、后升力机翼、动力系统和控制系统。所述翼形升力机身用于产生升力；所述前升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面；所述后升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；所述动力系统用于提供动力；所述控制系统用于控制所述动力系统；
[0006]其中，所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述控制系统还被配置为用于控制所述控制舵；
[0007]其中，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局。
[0008]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼的面积小于所述后升力机翼的面积。
[0009]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼的安装角为4
°
，所述后升力机翼的安装角为2
°
。
[0010]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼和后升力机翼均配置为与所述翼形升力机身的侧面可拆卸连接。
[0011]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述翼形升力机身呈以机翼横截面为轮廓的拉伸体，所述翼形升力机身具有向外突出的上表面和向外突出的下表面，所述翼形升力机身两侧面均为竖直平面。
[0012]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述翼形升力机身的尾端具有尾翼，所述尾翼一侧面与所述竖直平面持平，且所述尾翼末端沿远离所述翼形升力机身方向延伸。
[0013]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼位于所述翼形升力机身侧面的前端，所述后升力机翼位于所述翼形升力机身侧
面的末端，且所述前升力机翼的前缘根部与所述翼形升力机身侧面的前端点重合。
[0014]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼和后升力机翼均为梯形机翼。
[0015]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述后升力机翼的梢根比为0.44，所述前升力机翼的梢根比为0.6，所述后升力机翼的展弦比为3.1，所述前升力机翼的展弦比为2.79。
[0016]本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述翼形升力机身为以NACA0014翼型机翼横截面的轮廓拉伸的结构体仿形。
[0017]本专利技术的有益效果为：
[0018]飞行器采用前后两对机翼与机身共同产生升力，且前后机翼后缘都布置有控制舵面，与传统常规布局载重飞行器主要由副翼与尾翼实现姿态控制相比，大大增强载重飞行器的操纵性，适应大载重飞行器复杂地形条件下的运输任务需求。
[0019]采用升力体式机身设计，大大减小载重飞行器机身阻力的同时显著提高飞行器升力系数，升阻比与升力线斜率，进一步提升飞行器载重性能，机动性能与巡航性能，尤其是提升飞行器在低速飞行状态下的升力特性与机动性。适应飞行器大载重长时间巡航的任务需求，并满足更大的速度应用区间。另一方面，翼形升力机身身大大扩展了载重飞行器的可用货舱容积，适应飞行器大体积物资运输需求。
[0020]翼形升力机身采用以机翼横截面为轮廓的拉伸体，无复杂曲面设计，相比于其他翼身融合升力体飞行器，有更低的制作成本与更短的制作周期，适应飞行器快速投产，大批量装备的任务需求。
[0021]翼形升力机身带来良好的控制稳定性，串列式布局使得飞行器足够灵活，升力体与串列式布局的融合使得飞行器较常规载重飞行器而言具有更强的机动性，以更快的响应满足复杂的地貌并稳定飞行。
附图说明
[0022]为了更清楚地说明本专利技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0023]图1为本专利技术一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的侧视图。
[0024]图2为本专利技术一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的局部结构示意图。
[0025]图3为本专利技术一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的翼形升力机身的立体图。
[0026]图4为前升力机翼与后升力机翼的安装角示意图。
[0027]图5为升力线斜率与后掠角关系图。
[0028]图6为MH114翼型在Re＝200000时升力线斜率随攻角变化情况。
[0029]图7为机翼绕流压力云图。
[0030]图8为本专利技术一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的尺寸及翼面布局示意图。
[0031]图中：
[0032]10、翼形升力机身； 11、尾翼；
[0033]20、前升力机翼； 21、控制舵；
[0034]30、后升力机翼。
具体实施方式
[0035]下面将结合实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清晰、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0036]实施例
[0037]如图1至4所示，一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身10、前升力机翼20、后升力机翼30、动力系统和控制系统(未图示)。翼形升力机身10用于产生升力；前升力机翼20配置在翼形升力机身10侧面；后升力机翼30配置在翼形升力机身10侧面，且后升力机翼30位于前升力机翼20的后方；前升力机翼20和后升力机翼30为串列式布局。
[0038]动力系统用于提供动力；控制系统(未图示)用于控制动力系统运作。
[0039]示例性地，动力系统包含有无刷电机和螺旋桨，无刷电机配置在翼形升力机身10内，且通过在翼形升力机身10上设置有穿出孔，使得无刷电机的输出轴可以通过穿出孔穿出翼形升力机身10外，并与螺旋桨固定连接；无刷电机的输出轴位于翼形升力机身10前端中部，且无刷电机的输出轴与翼形升力机身10的两侧面平行。本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，包括：翼形升力机身，用于产生升力；前升力机翼，配置在所述翼形升力机身侧面；后升力机翼，配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；动力系统，用于提供动力；控制系统，用于控制所述动力系统；其中，所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述控制系统还被配置为用于控制所述控制舵；其中，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局。2.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼的面积小于所述后升力机翼的面积。3.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼的安装角为4
°
，所述后升力机翼的安装角为2
°
。4.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼和后升力机翼均配置为与所述翼形升力机身的侧面可拆卸连接。5.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述翼形升力机身配置为与以机翼横截面的轮廓拉伸的结构体仿形，所述翼形升力机身具...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘昆，陈百辉，柯泽涛，秦梓杰，黎炜乐，赖德淳，
申请(专利权)人：中山大学，
类型：发明
国别省市：