專利名稱：：排式飛翼高空飛艇的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及現(xiàn)代臨界空間飛行器的設(shè)計領(lǐng)域，具體是一種排式飛翼高空飛艇。二
背景技術(shù)：
：在臨近空間飛行器中，高空飛艇是當前國內(nèi)外非常關(guān)注的高空信息平臺。飛艇的升空原理主要是在飛艇內(nèi)部填充比空氣更輕的氣體形成浮力。由于高空空氣稀薄，單純依靠浮力的飛行器尺寸巨大，而巨大的尺寸會超過材料張力的極限，所以，不僅大尺寸飛行器的制造困難，而且表面柔性材料本身也對飛行器尺寸有很大的約束。有專家論證，高度超過25000米后，飛艇的尺寸就會超出目前國外最好材料的張力極限。所以，利用高空自然氣流速度產(chǎn)生空氣動力學(xué)升力來增加飛行高度的飛行器受到了極大關(guān)注。但同時，由于高空的自然風(fēng)不確定，而且速度有限，單純依靠空氣動力學(xué)升力的方案無法維持長時間駐留高空的需求，因此，升浮一體的臨界空間飛行器成為一種可行的選擇方案。發(fā)展既有較高的內(nèi)部容積、同時具有高氣動效率的飛行器氣動布局對臨界空間飛行器的研究具有重要價值。三、發(fā)明目的為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的高空飛行器表面柔性材料要求高的不足，并能獲得較高的氣動效率，本發(fā)明提出一種排式飛翼高空飛艇。本發(fā)明包括兩個飛翼、艇身、翼梢連接板和控制系統(tǒng)，其中，飛翼是由兩個柔性材料制成的對稱飛翼組合而成的具有后掠角的排式飛翼，采用傳統(tǒng)的NACA0030翼型，其厚度為30%，飛翼的展弦比為IO，后掠角為45。，迎角為4。。利用發(fā)動機艙作為排式飛翼高空飛艇的艇身；排式飛翼沿艇身軸線前后平行的安裝在艇身兩側(cè)，形成了排式飛翼的左前翼和右前翼、左后翼和右后翼；前翼的前緣與后翼的前緣之間的位置差為0.8倍弦長；前翼的弦線與后翼的弦線之間的高度差為0.5倍弦長。兩飛翼翼展方向與中間縱向?qū)ΨQ面的夾角是45。。在兩個飛翼的翼稍處，通過翼稍連接板分別將左前翼和左后翼，右前翼和右后翼連接在一起。翼梢連接板為用碳纖維材料制成的平面薄板。翼梢連接板與艇身軸線平行；該翼梢連接板的縱向尺寸為兩個飛翼的厚度與兩個飛翼的間距之和，軸向尺寸為1.8倍的弦長。翼梢連接板的兩個側(cè)邊分別與兩個飛翼的邊緣相切；兩飛翼翼梢前緣的連線和兩飛翼翼梢后緣的連線分別構(gòu)成翼梢連接板的兩個底邊。本采用常規(guī)的無人機推進和控制系統(tǒng)；推迸系統(tǒng)采用螺旋槳推進裝置。螺旋槳發(fā)動機和飛控系統(tǒng)均安置于發(fā)動機艙內(nèi)部。由于本發(fā)明釆用的技術(shù)方案，使后翼對前翼的下表面氣流形成阻滯作用，從而增加前翼的升力，并使兩個飛翼之間的氣流得到加速，提高了前翼下表面的壓力，從而提高前翼的升力。同時，由于兩翼之問的流動速度增加，緩解了后翼上表面的流動分離，降低了飛行器的氣動阻力，提高了整個飛艇的氣動效率。本發(fā)明中，由于飛翼的弦向尺寸較小，并且當飛翼的展向方向為等厚度時，飛翼表面材料張力減小，為高空飛艇表面柔性材料的提供了較寬的選擇范圍。四附圖1是雙排后掠飛翼高空飛艇布局圖；附圖2是雙排后掠飛翼高空飛艇俯視圖；附圖3是雙排后掠飛翼高空飛艇前視圖；附圖4是雙排后掠飛翼高空飛艇側(cè)視圖；附圖5是單排直飛翼的剖面壓力系數(shù)；附圖6是雙排直飛翼的剖面壓力系數(shù)。其中l(wèi).艇身2.左前翼3.翼梢連接板4.左后翼5.螺旋槳6.右前翼7.右后翼8.單排直飛翼剖面壓力系數(shù)9.雙排直飛翼前翼的剖面壓力系數(shù)IO.雙排直飛翼后翼的剖面壓力系數(shù)五具體實施方式本實施例是一種排式飛翼高空艇，包括兩個飛翼、艇身1和翼梢連接板3。其中，飛翼是由兩個對稱飛翼組合成具有后掠角的排式飛翼，材料選用聚脂纖維柔性材料。剖面采用傳統(tǒng)的NACA0030翼型，其相對厚度為30%。飛翼的展弦比為10，后掠角為45°，迎角為4°。本實施例的發(fā)動機艙采用鈍頭尖尾旋成體外型，位于飛艇的中心，作為排式飛翼高空飛艇的艇身1;采用膠粘和縫合相結(jié)合的方式將兩對飛翼分為左翼和右翼對稱地連接在艇身的兩側(cè)，并使左翼和右翼的弦向平行于艇身軸線，前后平行的安裝在艇身l上，形成了排式飛翼的左前翼2和右前翼6、左后翼4和右后翼7。前翼前緣距艇身前端面為0.3倍的弦長；前翼下翼面距艇身軸線為0.1倍的弦長；上翻角為O。。后翼在水平方向較前翼延后0.8倍弦長，即前翼的前緣與后翼的前緣之間的位置差為0.8倍弦長；垂直方向較前翼降低0.5倍弦長，即前翼的弦線與后翼的弦線之間的高度差為0.5倍弦長。兩飛翼翼展方向與中間縱向?qū)ΨQ面的夾角是45°。在兩個飛翼的翼稍處，同樣利用膠粘和縫合相結(jié)合的方式，通過翼稍連接板3分別將左前翼和左后翼，右前翼和右后翼連接在一起。翼梢連接板為用強度大、質(zhì)地輕的高性能碳纖維材料制成的平面薄板。翼梢連接板與艇身軸線平行；該翼梢連接板的縱向尺寸為兩個飛翼的厚度與兩個飛翼的間距之和，軸向尺寸為1.8倍的弦長。翼梢連接板的兩個側(cè)邊分別與兩個飛翼的邊緣相切；兩飛翼翼梢前緣的連線和兩飛翼翼梢后緣的連線分別構(gòu)成翼梢連接板的兩個底邊。本實施例采用常規(guī)無人機的推進和控制系統(tǒng)系統(tǒng)，推進系統(tǒng)采用螺旋槳推進裝置。螺旋槳發(fā)動機和飛控系統(tǒng)均安置于發(fā)動機艙內(nèi)部。為了證明本項發(fā)明的有益效果，以展弦比為10的直飛翼為例進行數(shù)值計算，翼型選取為NACA0030翼型，以迎角4度為基準，飛翼的升阻系數(shù)見表l。圖5為單排直飛翼的剖面壓力系數(shù)分布，圖6為雙排飛翼的壓力系數(shù)分布?？梢钥闯?，雙排直飛翼中后面的飛翼氣動效率甚至有所下降，但前面飛翼的升力得到了很大幅度的提高；較之單排直飛翼，雙排直飛翼的升阻比增大，平均氣動效率顯著提高。通過數(shù)值模擬試驗表明，本實施例在4°迎角時，單排后掠飛翼的升力系數(shù)為和升阻比均較??；而采用圖1所示的雙排后掠飛翼布局后，平均到每個飛翼上的升力系數(shù)明顯增大，阻力系數(shù)略有增加，但總體升阻比是顯著增大的。顯然，采用本專利思路的排式飛翼布局后，氣動效率得到了較大幅度提升。另一方面，從上述直飛翼和后掠飛翼的布局情況看，后掠飛翼的氣動效率比直飛翼差，這符合空氣動力學(xué)一般規(guī)律，但后掠飛翼具有更好的飛行穩(wěn)定性。表l不同排列方式飛翼的升阻系數(shù)<table>tableseeoriginaldocumentpage5</column></row><table>權(quán)利要求1.一種排式飛翼高空飛艇，包括艇身(1)和控制系統(tǒng)，其特征在于，還包括由前翼和后翼組成的排式飛翼和兩塊翼梢連接板(3)；排式飛翼的相對厚度為30％，展弦比為10，后掠角為45°，迎角為4°；利用發(fā)動機艙作為排式飛翼高空飛艇的艇身(1)，排式飛翼的前翼和后翼沿艇身軸線前后平行的安裝在艇身(1)的兩側(cè)；兩塊翼梢連接板均位于排式飛翼的翼梢處，并與艇身(1)的軸線平行；通過翼梢連接板(3)將排式飛翼固定連接。2.如權(quán)利要求1所述排式飛翼高空飛艇，其特征在于，所述前翼包括左前翼(2)和右前翼(6)，所述后翼包括左后翼(4)和右后翼(7);前翼的前緣與后翼的前緣之間的位置差為0.8倍弦長；前翼和后翼的弦線與兩對后翼的弦線之間的高度差為0.5倍弦長。3.如權(quán)利要求1所述排式飛翼高空飛艇，其特征在于，所述翼梢連接板(3)為平面薄板；該翼梢連接板(3)的縱向尺寸為兩個飛翼的厚度與兩個飛翼的間距之和，軸向尺寸為1.8倍的弦長；翼梢連接板(3)的兩個側(cè)邊分別與兩個飛翼的邊緣相切。4.如權(quán)利要求3所述排式飛翼高空飛艇，其特征在于，所述兩飛翼翼梢前緣的連線和兩飛翼翼梢后緣的連線分別構(gòu)成翼梢連接板的兩個底邊。專利摘要一種排式飛翼高空飛艇，包括由兩個對稱飛翼組合而成的具有45°后掠角的排式飛翼。排式飛翼沿艇身(1)軸線前后平行的安裝在艇身兩側(cè)，并且前翼的前緣與后翼的前緣之間的位置差為0.8倍弦長；前翼的弦線與后翼的弦線之間的高度差為0.5倍弦長。通過翼梢連接板(3)分別將兩飛翼的翼梢連接在一起。本實用新型使后翼對前翼的下表面氣流形成阻滯作用，增加前翼的升力，使兩個飛翼之間的氣流得到加速，從而提高前翼的升力。兩翼之間流動速度的增加，緩解了后翼上表面的流動分離，降低了飛行器的氣動阻力，提高了整個飛艇的氣動效率，并且由于飛翼的弦向尺寸較小，飛翼表面材料張力減小，為高空飛艇表面材料的提供了較寬的選擇范圍。文檔編號B64B1/20GK201325596SQ200820228468公開日2009年10月14日申請日期2008年12月25日優(yōu)先權(quán)日2008年12月25日發(fā)明者葉正寅,宋保方,峰李,李春娜,潔武,飛謝申請人:西北工業(yè)大學(xué)