電，同時(shí)為航空電子系統(tǒng)供電，可使航空電子系統(tǒng)工作時(shí)間遠(yuǎn)超過動(dòng)力系統(tǒng)工作時(shí)間，防止因系統(tǒng)二次電池突然斷電導(dǎo)致數(shù)據(jù)丟失，如通訊中斷、失控等。
[0015](5)本發(fā)明翼身結(jié)構(gòu)采用復(fù)合材料，如圖3和圖4。機(jī)身機(jī)翼上殼體采用光伏組件蒙皮8+Kevlar蜂窩板+多角度碳纖板的復(fù)合材料層壓，光伏組件蒙皮8在Kevlar蜂窩板外;機(jī)身機(jī)翼下殼體、翼肋、翼梁、垂尾及所有舵面采用多角度碳纖板+Kevlar蜂窩板+多角度碳纖板的復(fù)材層壓結(jié)構(gòu)，機(jī)頭艙蓋采用玻纖復(fù)材，起落架主承力件、翼身鏈接件及傳動(dòng)件為合金鋼;其它功能件，包括前后起落架收放電機(jī)或電控氣缸、機(jī)翼變形電機(jī)或電控氣缸、橡膠空心輪胎、機(jī)載任務(wù)設(shè)備等，巡航狀態(tài)時(shí)，所有功能件均位于機(jī)體艙內(nèi)部，減小阻力；
綜述，該發(fā)明通過前后雙翼可變形，減小飛機(jī)橫向尺寸，便于飛機(jī)變速巡航和地面機(jī)務(wù)，且采用雙翼雙垂尾，大翼面和操縱面(舵面)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)低速大升力、高操縱性。前后一對(duì)電驅(qū)動(dòng)反槳，無進(jìn)排氣道，無進(jìn)氣無尾氣，反槳驅(qū)動(dòng)產(chǎn)生的機(jī)身自扭矩相互抵消，且中立面螺旋槳?dú)饬鞑挥绊懽笥覚C(jī)翼層流。主動(dòng)力電池為電驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)供電，獨(dú)立二次電池及光伏為航空電子系統(tǒng)供電。采用碳纖蒙皮或光伏蒙皮+蜂窩復(fù)材的輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，尤其適用低速重載應(yīng)用，如農(nóng)林牧噴灑、載人低速飛行等，配合公路起降可大大減少跑道用地，利于推廣通航私人飛行。
[0016]本發(fā)明的技術(shù)效果如下:
對(duì)比相同升力的單翼機(jī)，本雙翼飛機(jī)機(jī)身截面和橫向翼展尺寸可縮小約1/3，機(jī)身風(fēng)阻減小約1/4，因雙翼剛度提高使翼梢撓度縮減一半，氣動(dòng)彈性收斂速度提高一倍;雙翼變形收回，使得整機(jī)橫向尺寸縮減為展開時(shí)的1/3，極大地節(jié)省了橫向空間和左右搖擺滾動(dòng)慣量，機(jī)庫存儲(chǔ)空間縮小為原來的1/3，搬運(yùn)速度和安全性預(yù)計(jì)提高一倍;機(jī)頭機(jī)尾一對(duì)電驅(qū)動(dòng)反槳，前后反槳轉(zhuǎn)速相等轉(zhuǎn)向相反，扭矩大小相等方向相反，對(duì)整機(jī)不產(chǎn)生附加滾轉(zhuǎn)扭矩，螺旋槳?dú)饬骶又袑?duì)機(jī)翼來流影響甚微，低速飛行時(shí)機(jī)翼表面氣流始終保持層流且無氣流分離，動(dòng)力系統(tǒng)位于機(jī)身內(nèi)部，使整機(jī)重量分布更靠近中軸線，滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較?。浑妱?dòng)機(jī)無需氧氣燃燒，不需進(jìn)氣道，無尾氣排放，噪音小，且光伏實(shí)時(shí)為航空電子系統(tǒng)獨(dú)立電池充電，按北回歸線光照最弱的冬至?xí)r節(jié)，20%光電效率的光伏組件可滿足航空電子系統(tǒng)白天4小時(shí)穩(wěn)壓供電，30%光電效率可達(dá)5小時(shí)穩(wěn)壓供電，最終實(shí)現(xiàn)低噪、環(huán)保、安全巡航;整機(jī)碳纖及蜂窩復(fù)合材料主結(jié)構(gòu)，與全鋁合金結(jié)構(gòu)對(duì)比，整機(jī)結(jié)構(gòu)重量減輕1/3，續(xù)航時(shí)間提高一倍。
【附圖說明】
[0017]圖1為本發(fā)明的機(jī)翼展開作業(yè)圖； 圖2為本發(fā)明的機(jī)翼變形存儲(chǔ)圖；
圖3為本發(fā)明的蜂窩復(fù)材布置圖；
圖4為本發(fā)明的光伏組件鋪設(shè)圖；
圖5為本發(fā)明的飛行作業(yè)軌跡圖；
圖6為本發(fā)明的翼身結(jié)構(gòu)層壓圖；
圖7為本發(fā)明的起降收放機(jī)構(gòu)圖；
圖8為本發(fā)明的前翼旋轉(zhuǎn)原理圖；
圖9為本發(fā)明的后翼折疊原理圖；
圖10為本發(fā)明的動(dòng)力驅(qū)動(dòng)方案圖。
[0018]圖1?圖10中，前翼(1)、后翼(2)、方向舵(3)、水平舵(4)、螺旋槳(5)、起落架(6)、蜂窩復(fù)材(7)、光伏組件蒙皮(8)、光伏前擋膜(9)、光伏發(fā)電單元(11)、光伏后擋膜(13)、Kevlar蜂窩板(15)、膠層(10)(12)(14)( 16)、多角度碳纖板(17)、前電控氣缸(18)、前緩沖器(19)、后電控氣缸(20)、后緩沖器(21)、大錐齒輪(22)、小錐齒輪(23)、渦輪(24)、蝸桿(25)、后翼伺服電機(jī)(26)、行星齒輪架(27)、左行星齒輪(28)、右行星齒輪(30)、后翼折疊驅(qū)動(dòng)齒輪(31)、單軸動(dòng)力電機(jī)(32)、動(dòng)力電池(33)、雙軸動(dòng)力電機(jī)(34)、前動(dòng)力軸(35)、后動(dòng)力軸(36)、滾針齒輪(37)、滾針齒輪軸架(38)。
【具體實(shí)施方式】
[0019I 具體飛行作業(yè)軌跡，如圖5中a、b、c、d和e，及參考圖1和圖2 出庫滑行，滑跑前機(jī)翼展開變形，前翼I以翼根為軸縱向旋轉(zhuǎn)展開，后翼2橫向折疊展開(內(nèi)翼身融合段固定不變)，機(jī)頭機(jī)尾一對(duì)反槳驅(qū)動(dòng)，參數(shù)大小相等方向相反，產(chǎn)生飛機(jī)向前的推力和拉力，推動(dòng)前三點(diǎn)起落架6加速滑行，雙翼大翼面可提供低速大升力，克服整機(jī)重量離開地面。b)_飛機(jī)起飛，起落架6感應(yīng)無壓力十秒后，前起落架前轉(zhuǎn)收至機(jī)頭艙，兩后起落架對(duì)稱收至翼身融合艙，減小風(fēng)阻，雙翼產(chǎn)生的富裕升力持續(xù)飛機(jī)爬升，調(diào)整飛行運(yùn)動(dòng)參數(shù)時(shí)，左右同向偏轉(zhuǎn)水平舵4(功能相當(dāng)于傳統(tǒng)飛機(jī)的升降舵或鴨翼)，控制飛機(jī)縱向姿態(tài)、俯仰速度和加速度，左右反向偏轉(zhuǎn)水平舵4(功能相當(dāng)于傳統(tǒng)飛機(jī)副翼)，控制飛機(jī)滾轉(zhuǎn)速度和加速度，同向偏轉(zhuǎn)雙垂尾方向舵3，控制飛機(jī)橫向姿態(tài)、速度和加速度。c)-飛行巡航，達(dá)到一定高度和速度時(shí)，飛機(jī)進(jìn)入低速巡航狀態(tài)，任務(wù)載荷正常工作，雙翼大翼面提供低速大升力，雙翼雙垂尾大操縱面快速調(diào)整飛行姿態(tài)。當(dāng)需要加速巡航時(shí)，動(dòng)力加速，前翼旋轉(zhuǎn)變后掠角度，后翼變外翼折疊角度，可進(jìn)入快速巡航狀態(tài)。d)-飛機(jī)降落，降落地面前，飛機(jī)全翼展巡航，對(duì)齊跑道，起落架6全部放下，螺旋槳5減速，四個(gè)水平舵4和兩個(gè)方向舵3全部滿舵充當(dāng)減速板，增加風(fēng)阻快速減速。e)_降落地面，飛機(jī)降落后，螺旋槳零動(dòng)力，水平舵和方向舵保持滿舵繼續(xù)增加阻力減速，同時(shí)起落架輪子剎車減速，縮小跑道距離，停機(jī)后，前翼旋轉(zhuǎn)后翼折疊變形收縮至最小橫向尺寸或最小轉(zhuǎn)動(dòng)慣量狀態(tài)，提高地面橫向穩(wěn)定性，防止因地面不平飛機(jī)側(cè)向傾斜，起落架6的輪子電動(dòng)行駛或用牽引車快速入庫。
[0020]具體翼身結(jié)構(gòu)層壓，如圖6，機(jī)身及機(jī)翼上殼體采用光伏組件蒙皮8與蜂窩復(fù)材7層壓的方式，其中光伏組件蒙皮8包括光伏前擋膜9、光伏發(fā)電單元11、膠層10、12和光伏后擋膜13，蜂窩復(fù)材7包括Kevlar蜂窩板15、膠層16和多角度碳纖板17。機(jī)身機(jī)翼上殼體結(jié)構(gòu)采用三次成型工藝完成，具體為:第一次成型，采用非一次曲面的襯底在大型MOCVD設(shè)備中生長成機(jī)身或單個(gè)機(jī)翼光伏發(fā)電單元11，對(duì)于一般MOCVD設(shè)備可能工藝空間不夠，可采用先將該曲面分割成多曲面的多襯底生長，后將幾塊發(fā)電單元內(nèi)部互聯(lián)完成光伏發(fā)電單元11，再將9、10、11、12、13放入上下曲面模具之間，采用光伏組件層壓技術(shù)完成封裝光伏組件蒙皮8。第二次成型，采用超厚Kevlar板進(jìn)行拉伸蜂窩，再根據(jù)數(shù)控銑削或熱削加工成Kevlar蜂窩板15，多角度碳纖板17由多片多角度碳纖布層壓固化而成或由數(shù)控編織碳纖預(yù)浸料固化而成，再采用熱壓罐，通過抽真空、加壓、加熱工藝將Kevlar蜂窩板15、膠層16和多角度碳纖板17層壓成蜂窩復(fù)材7。第三次成型，由于前兩次層壓溫度和壓力不同，所以前兩次成型分次完成外層光伏組件蒙皮8和內(nèi)層蜂窩復(fù)材7，最后再將光伏組件蒙皮8、中間膠層14、蜂窩復(fù)材7在常溫下低壓固化，完成單個(gè)機(jī)翼上殼體結(jié)構(gòu)，其它機(jī)翼及機(jī)身(包括后翼身融合段)上殼體結(jié)構(gòu)工藝與此相同。機(jī)身機(jī)翼下殼體及舵面整體采用多角度碳纖板+膠層+Kevlar蜂窩板+膠層+多角度碳纖板的對(duì)稱層壓結(jié)構(gòu)，具體工藝同上第二次成型和第三次成型(多角度碳纖板取代光伏組件蒙皮)。
[0021]具體起降收放機(jī)構(gòu)，如圖7，X軸為前后螺旋槳的公共轉(zhuǎn)軸，位于飛機(jī)對(duì)稱面上和機(jī)身