翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，屬于無人飛行器領(lǐng)域。翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器包括機身，菱形機翼，推進(jìn)器及旋轉(zhuǎn)機構(gòu)；所述的機身通過旋轉(zhuǎn)機構(gòu)與菱形機翼連接，機身的機頭處設(shè)有推進(jìn)器，機身的機尾處設(shè)有尾翼；菱形機翼通過旋轉(zhuǎn)機構(gòu)進(jìn)行水平旋轉(zhuǎn)，菱形機翼上設(shè)有舵面。本發(fā)明充分發(fā)揮變展弦比飛機的固有優(yōu)點。飛機以大展弦比的狀態(tài)起飛，通過舵面控制飛機的姿態(tài)并飛行到指定高度，轉(zhuǎn)換到小展弦比狀態(tài)巡航飛行，并仍以大展弦比狀態(tài)降落，使飛機在整個飛行包線內(nèi)都具有較小的阻力，飛機可以最大限度地兼顧到高、低速性能要求。
【專利說明】翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器
[0001]
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0002]本發(fā)明涉及一種翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，屬于無人飛行器領(lǐng)域。
[0003]【背景技術(shù)】
[0004]變展弦比飛機是為了解決飛行速度在亞音速與超音速之間變化帶來的矛盾，使飛機在低速和高速飛行時都具有良好的氣動特性。現(xiàn)有的變展弦比飛機都是在機翼尖部或根部安裝一些機械機構(gòu)，使兩側(cè)機翼同時繞著某軸線旋轉(zhuǎn)以改變后掠角。機翼旋轉(zhuǎn)時，展弦比隨之發(fā)生變化。小后掠角時，機翼展弦比較大，相對厚度較大。當(dāng)后掠角增大時，展弦比減小，相對厚度減小，從而使飛機兼顧高、低速性能要求。但現(xiàn)有這種飛機展弦比變化范圍較小，同時配套電器系統(tǒng)復(fù)雜。值得注意的是，現(xiàn)有的變展弦比飛機其后掠角變化較小，使得大小展弦比狀態(tài)下的機翼翼型存在耦合效應(yīng)，并不能最大限度的發(fā)揮變展弦比的優(yōu)勢。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本發(fā)明提供的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，為解決現(xiàn)有變展弦比飛機展弦比變化較小，不能充分發(fā)揮變展弦比飛機其同時兼顧高、低速飛行的優(yōu)點，本發(fā)明設(shè)計了一種展弦比可以在6和I之間變化并且后掠角改變達(dá)90度的變展弦比飛機。由于兩個狀態(tài)下機翼的順氣流方向相互垂直，故其兩個方向翼型可以獨立設(shè)計，充分發(fā)揮變展弦比機翼的優(yōu)勢。
[0006]本發(fā)明采用如下技術(shù)方案:
本發(fā)明所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，包括機身，菱形機翼，推進(jìn)器及旋轉(zhuǎn)機構(gòu)；所述的機身通過旋轉(zhuǎn)機構(gòu)與菱形機翼連接，機身的機頭處設(shè)有推進(jìn)器，機身的機尾處設(shè)有尾翼；菱形機翼通過旋轉(zhuǎn)機構(gòu)進(jìn)行水平旋轉(zhuǎn)，菱形機翼上設(shè)有舵面。
[0007]本發(fā)明所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，所述的菱形機翼上的舵面分別設(shè)置在菱形機翼的邊緣處，機翼翼型前后對稱。
[0008]本發(fā)明所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，所述的旋轉(zhuǎn)機構(gòu)包括加強板，加強框，轉(zhuǎn)動軸，軸承裝置，機身加固裝置，伺服器；所述的加強框為三塊，三塊加強框相互平行放置，三塊加強框的兩側(cè)分別布置加強板，三塊加強框與兩側(cè)的加強板圍合成一個封閉框架，三塊加強框中其中兩加強框之間設(shè)置轉(zhuǎn)動軸；
所述的封閉框架的下方布置軸承裝置，軸承裝置固定在機身加固裝置上，機身加固裝置下設(shè)有伺服器，伺服器與轉(zhuǎn)動軸相連。
[0009]本發(fā)明所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，所述的軸承裝置包括增高墊圈，軸承保護(hù)罩，轉(zhuǎn)動軸承，轉(zhuǎn)動軸；所述的軸承保護(hù)罩內(nèi)布置轉(zhuǎn)動軸承，軸承保護(hù)罩的頂端設(shè)有增高墊圈；
所述的轉(zhuǎn)動機構(gòu)同機身加固裝置包括上蓋板，墊高輕木，下蓋板；墊高輕木的上下兩端面分別設(shè)有上蓋板與下蓋板；
所述的伺服器的轉(zhuǎn)動軸套置在轉(zhuǎn)動軸承內(nèi)；伺服器布置在下蓋板的下方，轉(zhuǎn)動軸穿過上蓋板與下蓋板；軸承保護(hù)罩布置在上蓋板上方。
[0010]本發(fā)明所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，所述的軸承保護(hù)罩與上蓋板之間設(shè)有保護(hù)墊圈。
[0011]本發(fā)明所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，所述的菱形機翼上分別設(shè)有第一總舵面與第二總舵面；
在起飛、降落狀態(tài)中第一總舵面上下同幅度同向偏轉(zhuǎn)給飛機提供俯仰力矩，控制飛機抬頭和低頭，第一總舵面同幅度反向偏轉(zhuǎn)給飛機提供滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的左右滾轉(zhuǎn)，第二總舵面固定不動；
在巡航狀態(tài)中第二總舵面上下同幅度同向偏轉(zhuǎn)給飛機提供俯仰力矩，控制飛機抬頭和低頭；第二總舵面同幅度反向偏轉(zhuǎn)給飛機提供滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的左右滾轉(zhuǎn)，第一總舵面固定不動。
[0012]有益效果
本發(fā)明的有益效果是，充分發(fā)揮變展弦比飛機的固有優(yōu)點。飛機以大展弦比的狀態(tài)起飛，通過舵面控制飛機的姿態(tài)并飛行到指定高度，當(dāng)飛機達(dá)到一定速度并穩(wěn)定下來后，在伺服器的驅(qū)動下，利用旋轉(zhuǎn)機構(gòu)使菱形機翼與機身發(fā)生90度轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)換到小展弦比的狀態(tài)飛行，并啟用另一套舵面控制飛機姿態(tài)，在飛機即將降落時，通過相同的動作轉(zhuǎn)換回大展弦比的狀態(tài)進(jìn)行降落，通過這樣的飛行方式，使飛機在整個飛行包線內(nèi)都具有較小的阻力，使飛機可以最大限度地兼顧到高、低速性能要求。
[0013]【專利附圖】

【附圖說明】
[0014]圖1是本發(fā)明大展弦比時的示意圖；
圖2是本發(fā)明大展弦比時的飛行示意圖；
圖3是本發(fā)明小展弦比時的示意圖；
圖4是本發(fā)明小展弦比時的飛行示意圖；
圖5是本發(fā)明的機翼形狀和舵面布置；
圖6是本發(fā)明的機身結(jié)構(gòu)布置圖；
圖7是本發(fā)明的動力裝置結(jié)構(gòu)示意圖；
圖8a是本發(fā)明的尾部外視圖；
圖8b式本發(fā)明的尾部結(jié)構(gòu)示意圖；
圖9是本發(fā)明轉(zhuǎn)動機構(gòu)的結(jié)構(gòu)示意圖；
圖10是本發(fā)明轉(zhuǎn)動機構(gòu)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)爆炸圖；
圖11是本發(fā)明機翼的結(jié)構(gòu)圖。
[0015]【具體實施方式】
[0016]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明進(jìn)一步詳細(xì)說明 在圖1中，展示了飛機大展弦比的視圖，此種飛行狀態(tài)是飛機處在起飛、降落階段，具有展長、展弦比較大，低速飛行阻力低等優(yōu)點。
[0017]在圖2中，展示了飛機大展弦比時的飛行姿態(tài)，此時機翼第一總舵面4、垂尾舵面6通過控制系統(tǒng)處于工作狀態(tài)，機翼第二總舵面5處于非工作狀態(tài)且偏轉(zhuǎn)角為零度，相當(dāng)于不起到增加升力的作用，兩臺發(fā)動機3通過控制系統(tǒng)的調(diào)節(jié)，在飛行過程中進(jìn)行同方向、同幅度的上下偏轉(zhuǎn)，在起飛和降落時，同機翼第一總舵面4和垂尾舵面6—起控制飛機的俯仰特性，可以使飛機達(dá)到短距起降的優(yōu)點。
[0018]在圖3中此種飛行狀態(tài)是飛機處在巡航階段，具有展長、展弦比較小，高速下飛行阻力低等優(yōu)點。
[0019]在圖4中，展示了飛機小展弦比時的飛行姿態(tài)，此時機翼第二總舵面5通過控制系統(tǒng)處于工作狀態(tài)，機翼第一總舵面4處于非工作狀態(tài)且偏轉(zhuǎn)角為零度，相當(dāng)于不起到增加升力的作用，兩臺發(fā)動機3通過控制系統(tǒng)的調(diào)節(jié)，在飛行過程中進(jìn)行反方向、同幅度的上下偏轉(zhuǎn)，有效改善機翼舵面力臂較短、控制飛機能力較差的缺點，在巡航階段，同機翼舵面起控制飛機的滾轉(zhuǎn)和偏航特性，可以使飛機可以在氣流擾動的情況下平穩(wěn)飛行。
[0020]在圖5中展示了兩套飛行舵面的布置，不同于常規(guī)的舵面對稱布置，此飛機的舵面布置呈現(xiàn)一面三個舵面、一面一個舵面的特點，通過設(shè)計一套獨特的控制系統(tǒng)，利用控制系統(tǒng)的機理，引入飛機的角速度和過載信號形成閉環(huán)控制，使得大展弦比飛行時使用的第一總舵面4和小展弦比飛行時使用的第二總舵面5可以獨立進(jìn)行工作，并分別對兩種狀態(tài)下的飛機進(jìn)行姿態(tài)控制。由于飛機在空中需要進(jìn)行大小展弦比的轉(zhuǎn)換，因此設(shè)計出了前后、左右均對稱的類菱形機翼平面形狀。
[0021]在起飛、降落過程中，機翼機身相對位置如圖1，第一總舵面4上下同幅度同向偏轉(zhuǎn)給飛機提供俯仰力矩，控制飛機抬頭和低頭，第一總舵面4同幅度反向偏轉(zhuǎn)給飛機提供滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的左右滾轉(zhuǎn)，此時第二總舵面5固定不動；在巡航過程中，機翼機身相對位置如圖3，第二總舵面5上下同幅度同向偏轉(zhuǎn)給飛機提供俯仰力矩，控制飛機抬頭和低頭；第二總舵面5同幅度反向偏轉(zhuǎn)給飛機提供滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的左右滾轉(zhuǎn)；此時第一總舵面4固定不動。所有舵面的運動都單獨由一個小型伺服機控制，小型伺服機原理同伺服器44 一致。由于兩套舵面的設(shè)置，使飛機從上方看下去，呈現(xiàn)了一面三個舵面，一面一個舵面的布局。
[0022]在圖6中展示了飛機機身結(jié)構(gòu)布置圖，前機身加強框17下面與前機身底板21相連，左右同前機身側(cè)板22相連，前部與前機身蓋板18相連，同時前機身蓋板18同發(fā)動機安裝側(cè)板19相連，形成半封閉框式，將發(fā)動機處的集中力傳遞到框式內(nèi)，可有效承擔(dān)扭矩和彎矩應(yīng)力，前機身加強框17形成的幾個開口框式，提供了充分的空間放置電池、接收機、控制系統(tǒng)電路板等電子原件的空間，在機身最前端的空間20處，安放控制發(fā)動機的小型伺服器，用于控制發(fā)動機的運動，同時也起到檢修孔的作用。在后機身，后機身加強框23同后機身側(cè)板24、后機身蓋板25相連，并在后機身加強框23底部密封，形成后機身框式，前、后機身在螺栓孔處26連接。
[0023]在圖7中展示了飛機的動力裝置，兩塊夾板28包裹住發(fā)動機27，通過加固板29形成封閉圓圈，并與加強端板30相連接，連接到前機身前端，通過夾板28、加固板29的設(shè)計，使發(fā)動機可以從飛機上拆卸下來，方便檢查和維護(hù)。[0024]在圖8a與圖8b中展示了飛機的垂尾和平尾結(jié)構(gòu)圖，飛機平尾31和垂尾32通過螺栓33連接，在垂尾32內(nèi)部，由平板肋34和加強板35組成內(nèi)部骨架圖，加強板35在垂尾32底部與碳管36相連，碳管36插入到后機身框式內(nèi)，整體承力。
[0025]在圖9中展示了轉(zhuǎn)動機構(gòu)的設(shè)計圖，主要有上下兩部分構(gòu)成，上部分三個加強框38同兩側(cè)加強板37構(gòu)成一個封閉框式，通過在螺栓孔處40同前機身和后機身相連接，這樣使轉(zhuǎn)動機構(gòu)上部分同機身連成一起進(jìn)行同步運動。轉(zhuǎn)動機構(gòu)的下部分由軸承裝置41、轉(zhuǎn)動機構(gòu)同機身加固裝置42和伺服器44構(gòu)成，其中機翼碳管在位置43處和轉(zhuǎn)動機構(gòu)同機身加固裝置42連接，使轉(zhuǎn)動機構(gòu)下部分和機翼進(jìn)行同步運動，轉(zhuǎn)動機構(gòu)上下部分由轉(zhuǎn)動軸39連接。伺服器44可以在遙控的控制下，伺服器輸出軸發(fā)生90度的旋轉(zhuǎn)，從而帶動轉(zhuǎn)動軸39發(fā)生轉(zhuǎn)動。機身通過轉(zhuǎn)動機構(gòu)主軸與機翼連接，當(dāng)轉(zhuǎn)動機構(gòu)主軸發(fā)生轉(zhuǎn)動時，動力裝置與機翼發(fā)生相對90度旋轉(zhuǎn)，從而使機翼的展弦比在6和I之間切換。(大展弦比的狀態(tài)下展弦比為6，小展弦比的狀態(tài)下展弦比為I)。
[0026]在圖10中展示了轉(zhuǎn)動機構(gòu)的拆分圖，轉(zhuǎn)動機構(gòu)內(nèi)部主要由增高墊圈45、軸承保護(hù)罩46、轉(zhuǎn)動軸承47、保護(hù)墊圈48、轉(zhuǎn)動軸39、上蓋板50、墊高輕木51、下蓋板52、伺服器44組成，其中，轉(zhuǎn)動軸承47置于軸承保護(hù)套46內(nèi)部,上蓋板50、墊高輕木51、下蓋板52通過螺栓54連接成一體，伺服器44固定在下蓋板52處，伺服器輸出軸同轉(zhuǎn)動軸39相連接。
[0027]在圖11中展示了機翼的結(jié)構(gòu)圖，機翼承力結(jié)構(gòu)主要由碳管55、肋57、桁條58組成，并在其上蒙上輕質(zhì)復(fù)合材料，形成整個機翼。在整個機翼中，有兩套獨立的舵面，分別是低速時使用的第一總舵面4和高速時使用的第二總舵面5。在低速時，第一總舵面4附近分別設(shè)置一個伺服舵機59，在圖11中上下各有一個，用于控制舵面在低速時的運動，此時伺服舵機61控制第二總舵面5靜止不動。在高速時，第二總舵面5附近分別設(shè)置一個伺服舵機61，在圖11中左右各有一個，用于控制舵面在高速時的運動，此時伺服舵機59控制第一總舵面4靜止不動。
【權(quán)利要求】
1.翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，其特征在于:包括機身(1)，菱形機翼(2)，推進(jìn)器(3)及旋轉(zhuǎn)機構(gòu)；所述的機身通過旋轉(zhuǎn)機構(gòu)與菱形機翼連接，機身的機頭處設(shè)有推進(jìn)器，機身的機尾處設(shè)有尾翼；菱形機翼通過旋轉(zhuǎn)機構(gòu)進(jìn)行水平旋轉(zhuǎn)，菱形機翼上設(shè)有舵面。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，其特征在于:所述的菱形機翼(2)上的舵面分別設(shè)置在菱形機翼的邊緣處，機翼翼型前后對稱。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，其特征在于:所述的旋轉(zhuǎn)機構(gòu)包括加強板(3 7 )，加強框(3 8 )，轉(zhuǎn)動軸(3 9 )，軸承裝置(41)，轉(zhuǎn)動機構(gòu)同機身加固裝置(42)，伺服器(44);所述的加強框(38)為三塊，三塊加強框(38)相互平行放置，三塊加強框(38)的兩側(cè)分別布置加強板(37)，三塊加強框(38)與兩側(cè)的加強板(37)圍合成一個封閉框架，三塊加強框(38)中的其中兩加強框(38)之間設(shè)置轉(zhuǎn)動軸(39)； 所述的封閉框架的下方布置軸承裝置(41)，軸承裝置(41)固定在機身加固裝置(42)上，轉(zhuǎn)動機構(gòu)同機身加固裝置(42)下設(shè)有伺服器(44)，伺服器(44)與轉(zhuǎn)動軸(39)相連。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，其特征在于:所述的軸承裝置(41)包括增高墊圈(45 )，軸承保護(hù)罩(46 )，轉(zhuǎn)動軸承(47 )，轉(zhuǎn)動軸(39 );所述的軸承保護(hù)罩(46)內(nèi)布置轉(zhuǎn)動軸承(47)，軸承保護(hù)罩(46)的頂端設(shè)有增高墊圈(45)，轉(zhuǎn)動軸(39)套置在轉(zhuǎn)動軸承(47)內(nèi)； 所述的轉(zhuǎn)動機構(gòu)同機身加固裝置(42)包括上蓋板(50)，墊高輕木(51)，下蓋板(52)；所述的墊高輕木(51)的上下兩端面分別設(shè)有上蓋板(50)與下蓋板(52)； 所述的伺服器(44)布置在下蓋板(52)的下方，轉(zhuǎn)動軸(39)穿過上蓋板(50)與下蓋板(52);軸承保護(hù)罩(46)布置在上蓋板(50)上方。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，其特征在于:所述的軸承保護(hù)罩(46)與上蓋板(50)之間設(shè)有保護(hù)墊圈(48)。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的翼身旋轉(zhuǎn)變展弦比無人飛行器，其特征在于:所述的菱形機翼上分別設(shè)有第一總舵面(4)與第二總舵面(5)； 在起飛、降落狀態(tài)中第一總舵面(4)上下同幅度同向偏轉(zhuǎn)給飛機提供俯仰力矩，控制飛機抬頭和低頭，第一總舵面(4)同幅度反向偏轉(zhuǎn)給飛機提供滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的左右滾轉(zhuǎn),第二總舵面(5)固定不動； 在巡航狀態(tài)中第二總舵面(5)上下同幅度同向偏轉(zhuǎn)給飛機提供俯仰力矩，控制飛機抬頭和低頭；第二總舵面(5)同幅度反向偏轉(zhuǎn)給飛機提供滾轉(zhuǎn)力矩，控制飛機的左右滾轉(zhuǎn)，第一總舵面(4)固定不動。
【文檔編號】B64C3/40GK104015922SQ201410144591
【公開日】2014年9月3日 申請日期:2014年4月11日 優(yōu)先權(quán)日:2014年4月11日
【發(fā)明者】邢宇, 楊天旗, 李雋卿, 歐陽星 申請人:南京航空航天大學(xué)