專利名稱：無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實(shí)用新型涉及一種高空，長(zhǎng)航時(shí)，無(wú)人駕駛的航空器，尤其是采用以太陽(yáng)能為驅(qū)動(dòng)動(dòng)力的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器。
背景技術(shù)：
當(dāng)前世界許多國(guó)家在民用和軍用方面已充分認(rèn)識(shí)到衛(wèi)星，同步衛(wèi)星與高空，長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器的競(jìng)爭(zhēng)趨勢(shì)，衛(wèi)星在民用、軍用方面的使用，例如通訊監(jiān)測(cè)，中繼，天文觀測(cè)，大氣標(biāo)本取樣，地質(zhì)勘探，監(jiān)視救援，監(jiān)控交通，對(duì)敵偵察，監(jiān)控?zé)o線電與雷達(dá)等等，太陽(yáng)能航空器都能完成，由于太陽(yáng)能航空器在高空飛行，可以得到充足的太陽(yáng)光照射，它的驅(qū)動(dòng)能源取之不盡，與衛(wèi)星相比，它的機(jī)動(dòng)性和操縱性都很好，可隨意長(zhǎng)時(shí)間或短時(shí)間移動(dòng)定位于所需的空間，可以精確控制飛行高度和所處的方位，在這一點(diǎn)上它是優(yōu)勝于衛(wèi)星的遙控飛行工作平臺(tái)，從經(jīng)濟(jì)性上比較，那就更優(yōu)于衛(wèi)星，即使不與衛(wèi)星相比，而在高空，長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人駕駛航空器類之中比較，如果要求高空和長(zhǎng)航時(shí)那么采用太陽(yáng)能為驅(qū)動(dòng)能源，也是非常有利的，因此許多國(guó)家在這方面正在大力開展研究試制工作。
最近時(shí)期美國(guó)Helios太陽(yáng)能飛機(jī)試飛成功，揭示了一些有益的嘗試，它的飛機(jī)總體形式是大翼展，多槳，多支點(diǎn)起落裝置，由于采用了這種飛機(jī)總體形式，也帶來(lái)了一些不利的因素，如大翼展帶來(lái)結(jié)構(gòu)重量偏重的問(wèn)題，由于彈性變形比較大不利于接收太陽(yáng)的輻射能，解決縱向穩(wěn)定和操縱問(wèn)題比較困難，多支點(diǎn)的起落裝置，帶來(lái)飛行阻力加大和結(jié)構(gòu)重量上的加重，總之這些不利方面應(yīng)該在設(shè)計(jì)未來(lái)的太陽(yáng)能航空器時(shí)引以為戒。
申請(qǐng)人曾提出了“太陽(yáng)能無(wú)人駕駛勘測(cè)飛機(jī)”(專利號(hào)94209702.5)，經(jīng)試飛取得了許多有益的經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)。
綜合上述的背景技術(shù)，便于我們針對(duì)新的使用技術(shù)要求提出無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器的總體方案。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)上述，本實(shí)用新型的目的在于提供一種能夠1、使太陽(yáng)能電池板盡可能最多的接收太陽(yáng)能的輻射；2、盡最大可能降低機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力；3、較好的留空性能；4、使飛機(jī)總體結(jié)構(gòu)重量最輕；5、能較易滿足不同的軍用，民用要求的改裝；6、具有較好的使用維護(hù)性的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器。
為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本實(shí)用新型是通過(guò)以下技術(shù)方案來(lái)實(shí)現(xiàn)的一種無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，主要由上機(jī)翼(1)，下機(jī)翼(2)，翼端小翼(3)，太陽(yáng)能電池板(4)，左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(5)，(6)，(7)，能源系統(tǒng)(8)，推進(jìn)器(9)，控制系統(tǒng)(10)組成，其中上機(jī)翼(1)為具有前掠角φ1，下反角α1的長(zhǎng)方形機(jī)翼，下機(jī)翼(2)為具有后掠角φ2，上反角α2的長(zhǎng)方形機(jī)翼，下機(jī)翼(2)與上機(jī)翼(1)前后錯(cuò)開，上機(jī)翼(1)與下機(jī)翼(2)在翼端由翼端小翼(3)，再通過(guò)左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(5)，(6)，(7)的連接，構(gòu)成復(fù)式飛翼型的航空器整體，上機(jī)翼(1)和下機(jī)翼(2)的上翼面全部布滿太陽(yáng)能電池板(4)，下機(jī)翼(2)的前緣部位設(shè)置了6臺(tái)推進(jìn)器(9)。
上述的技術(shù)方案具有以下優(yōu)點(diǎn)和效果1、由于采用了復(fù)式機(jī)翼形式，起到了大翼展的氣動(dòng)效果，大大降低了誘導(dǎo)阻力，而且結(jié)構(gòu)重量會(huì)很輕；2、由于采用了復(fù)式機(jī)翼形式，作到了盡可能多的布置太陽(yáng)能電池板；3、由于上機(jī)翼1與下機(jī)翼2前后錯(cuò)開，使接收太陽(yáng)輻射能的效率提高；4、本實(shí)用新型結(jié)構(gòu)的整體布局合理，使結(jié)構(gòu)承力路線最短，不但考慮了靜強(qiáng)度，同時(shí)充分考慮了氣動(dòng)彈性的要求；5、本實(shí)用新型能源系統(tǒng)布置合理，提高了推進(jìn)效率；6、本實(shí)用新型具有較好的使用維護(hù)性能。


圖1A為本實(shí)用新型的正視圖圖1B為本實(shí)用新型的俯視圖圖1C為本實(shí)用新型的側(cè)視圖圖2為本實(shí)用新型的能源系統(tǒng)示意圖圖中1-上機(jī)翼，11-左上翼外翼，12-左上翼中翼，13-右上翼中翼，14-右上翼外翼，2-下機(jī)翼，21-左下翼外翼，22-左下翼中翼，23-右下翼中翼，24-右下翼外翼，3-翼端小翼，4-太陽(yáng)能電池板，5-左測(cè)控機(jī)載設(shè)備艙，51-左起落裝置，6-中測(cè)控機(jī)載設(shè)備艙，61-中起落裝置，7-右測(cè)控機(jī)載設(shè)備艙，71-右起落裝置，8-能源系統(tǒng)，81-開關(guān)裝置，82-蓄電裝置，83-蓄電池，84-電動(dòng)馬達(dá)，9-推進(jìn)器，10-控制系統(tǒng)，11-平衡桿具體實(shí)施方式
由圖1A，圖1B，圖1C所示，本實(shí)用新型主要由上機(jī)翼1，下機(jī)翼2，翼端小翼3，太陽(yáng)能電池板4，左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙5，6，7，能源系統(tǒng)8，推進(jìn)器9，控制系統(tǒng)10組成，其中上機(jī)翼1為具有前掠角φ1，下反角α1的長(zhǎng)方形機(jī)翼，下機(jī)翼2為具有后掠角φ2，上反角α2的長(zhǎng)方形機(jī)翼，下機(jī)翼2與上機(jī)翼1前后錯(cuò)開，上機(jī)翼1與下機(jī)翼2在翼端，由翼端小翼3，再通過(guò)左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙5，6，7的連接，構(gòu)成復(fù)式飛翼型的航空器整體，上機(jī)翼1和下機(jī)翼2的上翼面全部布滿太陽(yáng)能電池板4，下機(jī)翼2的前緣部位設(shè)置了6臺(tái)推進(jìn)器9。
由圖可見，下機(jī)翼2與上機(jī)翼1前后錯(cuò)開，互不遮蔽，可以達(dá)到較好的接收太陽(yáng)輻射能的效果。
由于機(jī)翼是長(zhǎng)方形給布置太陽(yáng)能電池板4帶來(lái)方便。
上機(jī)翼1與下機(jī)翼2實(shí)際翼展并不很大，但通過(guò)翼端小翼3的連接形成了大的氣動(dòng)翼展，最終使誘導(dǎo)阻力很小，這一點(diǎn)對(duì)長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)是非常有利的。
同時(shí)上機(jī)翼1和下機(jī)翼2與翼端小翼3組成一收斂形通道，對(duì)消除撫流，附面層堆積，氣流干擾是有利的起到加速氣流和疏整氣流的作用，有利于提高航空器的升力特性。
又知，上機(jī)翼1的前掠和下機(jī)翼2的后掠，主要考慮的是氣動(dòng)布局和部位安排的需要，由于φ1與φ2較小其附面層效應(yīng)的問(wèn)題并不嚴(yán)重。
由圖可知?？紤]到機(jī)翼的裝配工藝，使用維護(hù)和運(yùn)輸，本實(shí)用新型上機(jī)翼1分成左上翼外翼11，左上翼中翼12，右上翼中翼13，右上翼外翼14，共分四段，下機(jī)翼2分成左下翼外翼21，左下翼中翼22，右下翼中翼23，右下翼外翼24，共分四段。使用時(shí)各段通過(guò)連接件對(duì)接而成為受力的整體。
由圖還可知，下機(jī)翼2的上反角α2的絕對(duì)值大于上機(jī)翼1的下反角α1的絕對(duì)值，二者綜合匹配可較易解決橫向穩(wěn)定性，同時(shí)還滿足近地面時(shí)推進(jìn)器布置的要求。
由圖還可知，在左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙底部安裝有左，中，右起落裝置51，61，71，并為前三點(diǎn)式布局。
在中測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙6的前部安裝有用于重量平衡的平衡桿11，也可做為皮托管使用。
又知，控制系統(tǒng)10(圖中為示)裝置于左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙5，6，7之中，其操縱組件通過(guò)其中引向相關(guān)操縱面實(shí)現(xiàn)對(duì)本實(shí)用新型的飛行控制。
由圖2所示，為能源系統(tǒng)8的示意框圖，該系統(tǒng)由太陽(yáng)能電池板4，開關(guān)裝置81，蓄電裝置82，蓄電池83，電動(dòng)馬達(dá)84，配電器85，推進(jìn)器9組成。
權(quán)利要求1.一種無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，主要由上機(jī)翼(1)，下機(jī)翼(2)，翼端小翼(3)，太陽(yáng)能電池板(4)，左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(5)，(6)，(7)，能源系統(tǒng)(8)，推進(jìn)器(9)，控制系統(tǒng)(10)組成，其特征在于上機(jī)翼(1)為具有前掠角φ1，下反角α1的長(zhǎng)方形機(jī)翼，下機(jī)翼(2)為具有后掠角φ2，上反角α2的長(zhǎng)方形機(jī)翼，下機(jī)翼(2)與上機(jī)翼(1)前后錯(cuò)開，上機(jī)翼(1)與下機(jī)翼(2)在翼端，由翼端小翼(3)再通過(guò)左，中，右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(5)，(6)，(7)的連接構(gòu)成復(fù)式飛翼型的航空器整體，上機(jī)翼(1)和下機(jī)翼(2)的上翼面全部布滿太陽(yáng)能電池板(4)，下機(jī)翼(2)的前緣部位設(shè)置了6臺(tái)推進(jìn)器(9)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，其特征在于上機(jī)翼(1)，由左上翼外翼(11)，左上翼中翼(12)，右上翼中翼(13)，右上翼外翼(14)組成。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，其特征在于下機(jī)翼(2)，由左下翼外翼(21)，左下翼中翼(22)，右下翼中翼(23)，右下翼外翼(24)組成。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，其特征在于下機(jī)翼(2)的上反角α2的絕對(duì)值大于上機(jī)翼(1)的下反角α1的絕對(duì)值。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，其特征在于能源系統(tǒng)(8)，由太陽(yáng)能電池板(4)，開關(guān)裝置(81)，蓄電裝置(82)，蓄電池(83)，電動(dòng)馬達(dá)(84)，配電器(85)，推進(jìn)器(9)組成。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器，其特征在于在中測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(6)的前部裝有平衡桿(11)。
專利摘要一種無(wú)人駕駛太陽(yáng)能航空器,由上機(jī)翼(1),下機(jī)翼(2),翼端小翼(3),太陽(yáng)能電池板(4),左,中,右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(5),(6),(7),能源系統(tǒng)(8),推進(jìn)器(9),控制系統(tǒng)(10)組成,其中具有下反角的上機(jī)翼(1)與具有上反角的下機(jī)翼(2)在翼端通過(guò)翼端小翼(3)連接,同時(shí)通過(guò)左,中,右測(cè)控與機(jī)載設(shè)備艙(5),(6),(7)的上下部分別與上機(jī)翼(1)和下機(jī)翼(2)連接構(gòu)成復(fù)式飛翼型的航空器整體,上,下機(jī)翼(1),(2)的上翼面全部布滿太陽(yáng)能電池板(4),下機(jī)翼(2)的前緣部位設(shè)置了6臺(tái)推進(jìn)器(9)。
文檔編號(hào)B64C3/00GK2506536SQ0127098
公開日2002年8月21日 申請(qǐng)日期2001年11月16日 優(yōu)先權(quán)日2001年11月16日
發(fā)明者李曉陽(yáng) 申請(qǐng)人:珠海翌洋航空技術(shù)有限公司