本實(shí)用新型涉及航空設(shè)備領(lǐng)域，尤其涉及一種具有充氣側(cè)翼的飛艇。

背景技術(shù)：

目前，常規(guī)飛艇僅包括一個(gè)橢球型的囊體，囊體內(nèi)填充有浮升氣體(如氦氣)，由于常規(guī)飛艇僅靠?jī)舾×Ξa(chǎn)生升力，因此有著載重量較小、飛行速度低、可控性差等不足，進(jìn)而造成常規(guī)飛艇無(wú)法攜帶大載荷，或者執(zhí)行長(zhǎng)航程的任務(wù)。

另一類(lèi)升浮一體半硬式飛艇，其包括囊體及一對(duì)艇翼，在囊體內(nèi)部增加了剛性龍骨，艇翼提供動(dòng)升力，雖然在氣動(dòng)性能上表現(xiàn)優(yōu)良，但由于包含龍骨、艇翼等硬式結(jié)構(gòu)件，增加了飛艇自身重量，從而就大大減小了相應(yīng)的有效負(fù)載。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了克服上述缺陷，本實(shí)用新型旨在提供一種具有充氣側(cè)翼的飛艇，既可運(yùn)輸較大載荷，也可提供較大的動(dòng)升力。

在一實(shí)例中，一種飛艇，其特征在于，包括：一填充有浮升氣體的囊體；兩個(gè)填充有浮升氣體的側(cè)翼，分別設(shè)置于所述囊體的相對(duì)兩側(cè)；所述側(cè)翼具有一前緣線及一后緣線，定義所述側(cè)翼與所述囊體的連接處為翼根，背離所述翼根的自由端為翼梢，所述前緣線與所述后緣線在所述翼梢處相交。

在一實(shí)例中，所述側(cè)翼與所述囊體內(nèi)部相通，所述前緣線與所述后緣線為直線。

在一實(shí)例中，所述囊體為旋成體，其具有一頭部、一尾部及一中心軸線，定義所述前緣線的延長(zhǎng)線與所述中心軸線的交點(diǎn)為第一基準(zhǔn)點(diǎn)，所述后緣線的延長(zhǎng)線與所述中心軸線的交點(diǎn)為第二基準(zhǔn)點(diǎn)。

在一實(shí)例中，所述前緣線與所述后緣線的相交點(diǎn)在所述中心軸線上的投影位于所述第一基準(zhǔn)點(diǎn)和所述第二基準(zhǔn)點(diǎn)的連線之外，且靠近所述尾部。

在一實(shí)例中，所述前緣線與所述后緣線的相交點(diǎn)在所述中心軸線上的投影位于所述第一基準(zhǔn)點(diǎn)和所述第二基準(zhǔn)點(diǎn)的連線之外，且靠近所述頭部。

在一實(shí)例中，所述前緣線與所述后緣線的相交點(diǎn)在所述中心軸線上的投影位于所述第一基準(zhǔn)點(diǎn)和所述第二基準(zhǔn)點(diǎn)的連線上。

在一實(shí)例中，所述囊體由對(duì)稱(chēng)翼型沿所述中心軸線旋轉(zhuǎn)而成，所述囊體的最大厚度為所述囊體所對(duì)應(yīng)翼型的長(zhǎng)度的20％-30％之間。

在一實(shí)例中，所述側(cè)翼的厚度為所述囊體最大厚度的15％-25％之間。

在一實(shí)例中，所述后緣線的長(zhǎng)度為所述側(cè)翼厚度的3-5倍。

在一實(shí)例中，定義經(jīng)過(guò)所述頭部的端點(diǎn)且相切于所述囊體表面的平面為第一相切平面，定義所述后緣線在翼根處與所述囊體的交點(diǎn)為后緣點(diǎn)，所述后緣點(diǎn)到所述第一相切平面的垂直距離為所述囊體所對(duì)應(yīng)翼型的長(zhǎng)度的55％-75％之間。

在一實(shí)例中，所述后緣線與所述中心軸線夾角的余角為25°-35°。

在一實(shí)例中，定義所述前緣線在翼根處與所述囊體的交點(diǎn)為前緣點(diǎn)，定義經(jīng)過(guò)所述前緣點(diǎn)且相切于所述囊體表面的平面為第二相切平面，以遠(yuǎn)離所述囊體的方向?yàn)檎?，則所述前緣線與所述第二相切平面之間的夾角為正0-10°。

在一實(shí)例中，所述尾部上設(shè)有四個(gè)尾翼，且所述四個(gè)尾翼圍繞所述中心軸線等角度分布。

本實(shí)用新型飛艇的所述側(cè)翼為類(lèi)似三角形的構(gòu)型，且內(nèi)部填充有浮升氣體，因此可提供較大的動(dòng)升力，能夠?qū)崿F(xiàn)大載荷的運(yùn)輸。

附圖說(shuō)明

在結(jié)合以下附圖閱讀本實(shí)用新型公開(kāi)的實(shí)施例的詳細(xì)描述之后，更能夠更好地理解本實(shí)用新型的上述特征和優(yōu)點(diǎn)。

圖1是本實(shí)用新型飛艇的立體圖。

圖2是本實(shí)用新型飛艇的俯視圖。

圖3是本實(shí)用新型飛艇的側(cè)視圖。

圖4是本實(shí)用新型飛艇的后視圖。

囊體1 頭部11 尾部12 中心軸線10

尾翼2 舵面20

側(cè)翼3 翼根31 翼梢32 前緣線33 后緣線34 相交點(diǎn)35

第一基準(zhǔn)點(diǎn)330 第二基準(zhǔn)點(diǎn)340 相交點(diǎn)投影350

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本實(shí)用新型作詳細(xì)描述。另外，以下結(jié)合附圖和具體實(shí)施例描述的諸方面僅是示例性的，而不應(yīng)被理解為對(duì)本實(shí)用新型的保護(hù)范圍進(jìn)行任何限制。

如圖1所示，所述飛艇主要包括一囊體1、兩個(gè)側(cè)翼3、多個(gè)尾翼2及一吊艙(未圖示)。

所述囊體1為流線型結(jié)構(gòu)，其內(nèi)填充有浮升氣體(如氦氣)。所述囊體1具有一頭部11、一尾部12及一中心軸線10。所述囊體1為由NACA0028對(duì)稱(chēng)翼型沿所述中心軸線旋轉(zhuǎn)360°而形成的旋成體，所述囊體1的最大相對(duì)厚度(最大厚度與飛艇艇長(zhǎng)的比值)在25％-30％之間,最大厚度位置在距離所述頭部11的端部25％-35％的長(zhǎng)度處。本實(shí)施例優(yōu)選地，所述囊體1的最大相對(duì)厚度為28％，且最大厚度的位置在距離所述頭部11的端部30％的長(zhǎng)度處，通過(guò)對(duì)該設(shè)計(jì)進(jìn)行一系列的模擬仿真得到，所述飛艇的動(dòng)升力大于常規(guī)飛艇的動(dòng)升力，同時(shí)也具有良好的俯仰力矩特性。在其他實(shí)施例中，所述囊體也可由NACA0020或更薄的對(duì)稱(chēng)翼型沿所述中心軸線旋轉(zhuǎn)而成，并不以本實(shí)施例為限。

所述兩個(gè)側(cè)翼3設(shè)置于所述囊體1的兩側(cè)，在其內(nèi)部同樣填充有浮升氣體，并且內(nèi)部與所述囊體1相連通。通過(guò)氣泵將所述囊體1中的氣體充入所述兩個(gè)側(cè)翼3，使所述兩個(gè)側(cè)翼3承力均勻，對(duì)于防風(fēng)壓變形有著相對(duì)較好的作用。定義所述側(cè)翼3與所述囊體1的連接處為翼根31，背離所述翼根31的自由端為翼梢32。所述側(cè)翼3具有一前緣線33和一后緣線34，所述前緣線33和所述后緣線34為直線，且所述前緣線33和所述后緣線34在所述翼梢32處相交形成一個(gè)夾角，如圖2所示。

如圖2至圖3所示，定義所述囊體1所對(duì)應(yīng)翼型的長(zhǎng)度為L(zhǎng)，定義所述囊體1的最大厚度為H，所述囊體1的最大厚度為所述囊體1所對(duì)應(yīng)翼型長(zhǎng)度的20％-30％之間，在本實(shí)施例中優(yōu)選地，所述囊體1的最大厚度為0.25L。所述側(cè)翼3的厚度為所述囊體1的最大厚度的15％-25％之間，在本實(shí)施例中，所述側(cè)翼3的厚度為0.2H。所述后緣線34的長(zhǎng)度為所述側(cè)翼3的厚度的3-5倍，而優(yōu)選的方案中，所述后緣線34的長(zhǎng)度為0.8H。定義經(jīng)過(guò)所述頭部11的端點(diǎn)且相切于所述囊體1表面的平面為第一相切平面，定義所述后緣線34在所述翼根31處與所述囊體1的交點(diǎn)為后緣點(diǎn)(未標(biāo)示)，所述后緣點(diǎn)(未標(biāo)示)到所述第一相切平面的垂直距離為所述囊體1所對(duì)應(yīng)翼型長(zhǎng)度的55％-75％之間，在本實(shí)施例中，所述后緣點(diǎn)(未標(biāo)示)到所述第一相切平面的垂直距離優(yōu)選為0.65L。定義所述前緣線33在翼根31處與所述囊體1的交點(diǎn)為前緣點(diǎn)(未標(biāo)示)，定義經(jīng)過(guò)所述前緣點(diǎn)(未標(biāo)示)且相切于所述囊體1表面的平面為第二相切平面，以遠(yuǎn)離所述囊體1的方向?yàn)檎颍瑒t所述前緣線33與所述第二相切平面之間的夾角為0-10°，在本實(shí)施例中，優(yōu)選其夾角為5°。

如圖2所示，定義所述前緣線33的延長(zhǎng)線與所述中心軸線10的交點(diǎn)為第一基準(zhǔn)點(diǎn)330，所述后緣線34的延長(zhǎng)線與所述中心軸線10的交點(diǎn)為第二基準(zhǔn)點(diǎn)340。本實(shí)施例中，所述側(cè)翼3為后掠翼，所述前緣線33和所述后緣線34均向后掠，所述后緣線的后掠角為25°-35°。如圖2所示，在本實(shí)施例中，所述后緣線與所述中心軸線夾角的余角優(yōu)選為30°，即所述后緣線的后掠角為30°。具體來(lái)講，所述前緣線33與所述后緣線34的相交點(diǎn)35在所述中心軸線10上的投影350位于所述第一基準(zhǔn)點(diǎn)330和所述第二基準(zhǔn)點(diǎn)340的連線之外，且靠近所述尾部12。在其他實(shí)施例中，所述側(cè)翼3也可為前掠翼，所述前緣線33和所述后緣線34均向前掠，即所述前緣線33與所述后緣線34的相交點(diǎn)35在所述中心軸線10上的投影350位于所述第一基準(zhǔn)點(diǎn)330和所述第二基準(zhǔn)點(diǎn)340的連線之外，且靠近所述頭部11。在其他實(shí)施例中，所述側(cè)翼3的后緣線34也可無(wú)后掠角，即所述后緣線34基本平直，具體來(lái)講，所述前緣線33與所述后緣線34的相交點(diǎn)35在所述中心軸線10上的投影350位于所述第一基準(zhǔn)點(diǎn)330和所述第二基準(zhǔn)點(diǎn)340的連線上。所述側(cè)翼3無(wú)論為后掠翼、前掠翼，還是所述后緣線34無(wú)后掠角，均能提供較大的動(dòng)升力，實(shí)現(xiàn)大載荷運(yùn)輸。

如圖1、圖2及圖4所示，多個(gè)尾翼2固定裝設(shè)于所述尾部12，所述尾翼2包括一安定面(未標(biāo)示)及一連接于所述安定面(未標(biāo)示)后緣線的舵面20，所述舵面20的幾何形狀為矩形。本實(shí)施例中，所述尾翼2的數(shù)量為四個(gè)，通過(guò)操縱四個(gè)舵面20，可以實(shí)現(xiàn)飛艇的俯仰和偏航。四個(gè)所述尾翼2圍繞所述中心軸線呈等角度分布，進(jìn)一步保證飛艇具有較好的操縱性能和穩(wěn)定性能。

通過(guò)模擬仿真得到，未安裝所述尾翼2的模型已具有良好的俯仰力矩特性和靜穩(wěn)定性。可當(dāng)安裝好所述尾翼2后，當(dāng)攻角在0～25度之間時(shí)飛艇會(huì)產(chǎn)生較小的抬頭力矩，這時(shí)候飛艇具有較好的操縱性；當(dāng)攻角增大到25度以后，飛艇又會(huì)產(chǎn)生低頭力矩，這種特性使得飛艇在小攻角下不會(huì)失去操縱性的同時(shí)，還避免了大攻角下飛艇姿態(tài)無(wú)法回復(fù)平穩(wěn)的問(wèn)題。

所述吊艙(未圖示)設(shè)置于所述囊體1的下方，用來(lái)裝載有效載荷、動(dòng)力系統(tǒng)及控制系統(tǒng)等。所述吊艙(未圖示)應(yīng)盡量靠近所述囊體1，可減小飛行阻力。

本實(shí)用新型實(shí)施例的技術(shù)效果如下：

(1)填充有浮升氣體的所述囊體1和兩個(gè)側(cè)翼3，所述側(cè)翼3具有前緣線33及后緣線34，定義所述側(cè)翼3與所述囊體1連接處為翼根31，定義背離所述翼根31的自由端為翼梢32，所述前緣線33與所述后緣線34在所述翼梢32處相交。所述側(cè)翼3為類(lèi)似三角形的構(gòu)型，且內(nèi)部填充有浮升氣體，因此可提供較大的動(dòng)升力，能夠?qū)崿F(xiàn)大載荷的運(yùn)輸。

(2)所述尾翼2和所述舵面20的數(shù)量為四個(gè)，通過(guò)操縱四個(gè)舵面20，可以實(shí)現(xiàn)飛艇的俯仰和偏航。四個(gè)所述尾翼2圍繞所述中心軸線呈等角度分布，進(jìn)一步保證飛艇具有較好的操縱性能和穩(wěn)定性能。

(3)通過(guò)氣泵將所述囊體1中的浮升氣體充入所述兩個(gè)側(cè)翼3，使所述兩個(gè)側(cè)翼3承力均勻，對(duì)于防風(fēng)壓變形有著相對(duì)較好的作用。

提供之前的描述是為了使本領(lǐng)域中的任何技術(shù)人員均能夠?qū)嵺`本文中所描述的各種方面。但是應(yīng)該理解，本實(shí)用新型的保護(hù)范圍應(yīng)當(dāng)以所附權(quán)利要求為準(zhǔn)，而不應(yīng)被限定于以上所解說(shuō)實(shí)施例的具體結(jié)構(gòu)和組件。本領(lǐng)域技術(shù)人員在本實(shí)用新型的精神和范圍內(nèi)，可以對(duì)各實(shí)施例進(jìn)行各種變動(dòng)和修改，這些變動(dòng)和修改也落在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。