高空飞行器机翼几何形状的制作方法

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高空飞行器机翼几何形状的制作方法

本发明涉及高空飞行器的机翼几何形状,所述高空飞行器在高空提供信息服务,包括电信、观测、天文和定位服务。



背景技术:

已经提出高空平台(位于从10到35km海拔高度的飞行器和比空气轻的结构)-HAPS来用于支持各种各样的应用。电信、定位、观测和其他信息服务领域正在吸引越来越多的关注,并且尤其是提供高速互联网、电子邮件、电话、电视服务、游戏、视频点播、以及全球定位。

高空平台拥有超越卫星的若干优点,这是因为高空平台在距离地球表面显著更近地运行,典型地在大约20km的海拔高度处。地球同步卫星典型地位于40,000km左右的轨道上,并且低轨道地球卫星通常在600km至3000km处。在较低的海拔高度存在卫星,但其寿命是非常有限的,随之而来的是经济上的影响。

与卫星相比,高空平台的这种相对接近性导致了从源头发射出信号的时间以及接收到应答的时间(系统的“延迟”)要短得多。此外,高空飞行器处于标准移动电话的就信号功率和信号延迟而言的传输范围内。任何卫星都超出了地面移动电话网络的范围。

高空平台还避免了卫星所需的火箭推进发射,火箭推进发射加速度高并且振动剧烈,并且伴随对卫星成本的影响的高发射失败率。

与卫星有效载荷相比,可以轻松地且以适度的成本回收高空平台上的有效载荷。较少的需求测试要求导致了较短的开发时间和较低的成本。

美国专利7,046,934披露了一种用于与卫星相结合来提供信息服务的高空气球。

US 20040118969 A1、WO 2005084156 A2、US 5518205 A、US 2011/0031354 A1、US 2014/0252156 A1披露了高空飞行器的具体设计。

然而,从高空平台提供可靠的信息服务存在着大量的和明显的技术挑战。可靠性、覆盖范围以及每单位地面面积的数据容量是移动电话、设备通信系统、地球观测和定位服务的关键性能指标。

政府监管机构通常会限定系统发射电磁辐射所使用的频率和带宽。波长越短,给定部分带宽所可能的数据速率越高,但是通过雨水或墙壁等障碍物时的衰减越大,并且可以用于提供良好覆盖范围的衍射也越有限。这些约束条件导致世界上大多数地区选择0.7到5GHz之间的载波频率、典型地选择10到200MHz的带宽。

对于每单位地面面积的高数据速率存在着需求,其将从目前的1-10Mbps/平方千米量级水平逐渐增大到接下来几十年的比这大出许多的数量级。

为了提供对每单位地面面积的高数据速率,高空长航时(HALE)无人飞行器或自由飞行浮空器或系留浮空器需要携带大型天线,以区分地面上基站紧密的收发器。较大直径的天线导致系统较小的角分辨率,因此系统所能够分辨的地面上的距离更短。分辨率最终由本领域技术人员熟知的“瑞利准则”来确定。天线分辨率越高,每单位地面面积的可能的数据速率就越高。

然而,将大直径天线装配到高空飞行器通常所使用的机翼或机身结构上会带来空气动力学上的显著不利后果。

为了避免短飞行耐久力给HALE飞行器造成的成本和缺少可用性的问题,几周或几个月而不是几个小时的飞行耐久力是所需要的。在这样的飞行器中,能量由太阳能电池或者氢燃料提供,所述太阳能电池具有电池存储系统以便夜间提供动力。此能量用于推进系统和有效载荷功率。空气动力学阻力消耗能量并减少可用有效载荷能量,并且可以缩减飞行器的运行速度、海拔高度和自主活动范围。因此,非常希望使飞行器的空气动力学阻力最小化。

因此,这样的承载天线的飞行器的关键问题是确保飞行器结构能够适应相关的天线几何形状,同时具有较低的空气动力学阻力以使能量需求最小化,并且具有合适分布的重量分布以使结构重量最小化。

存在各种各样安装在HALE飞行器上时具有优势的天线。尤其有用的是相控阵天线和喇叭形天线。这两种形式的天线可以提供低重量高增益系统,该系统传送或接收适当波长的电磁辐射,以用于与地基系统(例如移动电话、计算机或基站)通信。在此发明的上下文中,“地面”包括水体和陆地的表面,并且因此包括海洋。

对于往返地面的高数据速率,波束的轴线通常应该是接近竖直的,以使飞机和与其通信的地基接收器或发射器之间的距离最小化。在由指向不同方向的若干不同的天线构成的天线集群内,单个的天线可以相对于竖直方向以大的角度来发射或接收,但是集群的轴线通常将接近竖直方向,以确保飞行器与地基收发器之间的距离被最小化。

因此,希望的是一种以使得阻力最小化的方式定位于飞行器中的轻质大直径水平天线结构。常规地,对于较低海拔高度的飞行器,如果天线大到不能装配在飞行器结构中,那么它们将被外置安装在飞行器机身上。参见US专利6844855。已经提出了精心设计的折叠结构,以便仅在需要时才部署一个或多个天线而使阻力增加。参见US专利5357259A。如果天线小到足以装配到飞行器结构中,则可以设计对所要求的电磁辐射而言可透射的封闭结构,以使空气动力学阻力最小化,例如US专利3,953,857中所提到的。

然而,为了与具备发射器或接收器的移动用户设备(例如移动电话、计算机、车载设备)之间的高数据速率和/或高分辨率,需要一种机翼设计,该机翼设计为合适的大型天线封闭件提供低的空气动力学阻力和重量,所述机翼设计具有大的翼展,特别是超过30m的翼展,并且更特别的是又更大的50m或更大的翼展。

对于连接出于特定原因(例如成本或位置)连接光纤网络并不切实际的地方的固定用户设备出现了类似的需求。与飞行器和卫星上的用户设备通信也可能要求这样的大型天线。本发明使得这些大型天线能够以在这些特性方面比现有技术更有效的方式来被HALE飞行器承载。

可以提供向上或向下定向的翼尖。在本文中,所有翼长和弦计算都排除了翼尖长度和宽度的影响。



技术实现要素:

在第一方面,本发明涉及一种在15km海拔高度以上运行的高空无人飞行器,所述高空无人飞行器具有发射和/或接收天线,所述天线被封闭在或被基本上封闭在机翼结构中,在所述机翼结构中封闭这个或这些天线的所述机翼的“拖累(encumbered)”段的最长弦长与未封闭所述天线的“过渡”段和“非拖累”段的平均机翼弦长相比大至少百分之30。

这样的设计减少了空气动力学阻力。

优选地,所述发射和/或接收天线包括一个或多个相控阵列或喇叭形天线。优选地,所述发射和/或接收天线可以包括四角形喇叭形(quadridge horn)、对数周期(log periodics)形、单维瓦尔第(Vivaldi)、贴片天线、偶极子、四分之一波长鞭状、弓形领带状等。

然而,在第二方面,已经发现,对于这样的承载天线的飞行器,可以通过围绕封闭这个或这些天线的所述机翼和与此机翼段相邻的机翼保持可比性的“环量”来减少空气动力学阻力。

在这样的机翼设计中,可以定义所述机翼的三个部分:首先是一个或多个天线“拖累”段,在与飞行方向平行取向的全竖直横截面中包含一个或多个天线;其次是连接所述封闭段的多个不同“过渡”段;第三是“非拖累”段,其设计由常规的空气动力学和结构考虑主导,并不主要受“拖累”段的设计的影响。

以上提及的“环量”的概念是翼型和机翼理论领域的技术人员已知的,并且被定义为围绕翼型段的速度场的线积分:参见H Glauert“翼型和螺旋桨理论的要素(The elements of aerofoil and airscrew theory)”,CUP 1986,第34页。平面机翼的最小诱导空气动力学阻力是通过对于特定的运行海拔高度在特定的动态载荷或空速下在翼展上的椭圆形环量分布来实现的。通常,这个空速将被选定为飞行器的巡航速度。

通过适当选择“拖累”段和“过渡”段两者的局部翼型形状和局部有效迎角,即使对于大型天线尺寸而言,就可以在“拖累”段、“过渡段”、以及“非拖累段”的与“过渡段”相邻的边缘上,将环量最优选地保持椭圆形而在百分之二十以内、优选小于百分之十以内。翼型和机翼环量的计算是翼型空气动力学领域的技术人员所熟悉的,参见例如施里希廷·特鲁肯布罗特,《飞机空气动力学第II卷》,斯普林格出版社,1969年(Schlichting,Truckenbrodt“Die Airodynamik des Flugzeuges Bd II”,Springer-Verlag 1969),第9页。

通过以这种方式维持机翼周围相对椭圆形的环量,就可以在由于天线的大小或要求的取向而不可能将一个或多个天线完全封闭在常规机翼内的情况下使得这个或这些天线对飞行器空气动力学阻力的影响最小化。迄今为止如果一个或多个大型天线被封闭或基本上封闭在机翼中、或者安装在外部的话,则这样的大型天线会导致大的平均机翼弦长。由于大的平均机翼弦长,空气动力学阻力增加-如以下将通过具有与本发明相比更低的展弦比的较不“细长”的机翼所示出的。如果所述天线并非被基本上、优选地为90%但总体上多于一半地封闭在机翼或机身内,则额外的障碍将增加空气动力学阻力,例如众所周知的AWACS飞行器的外部安装的天线罩中那样。

如从升力线理论中已知的,具有椭圆平面形状的未扭转的机翼的诱导阻力系数是机翼升力系数和展弦比的函数。托马斯(F Thomas,《滑翔机设计基础》(Fundamentals of Sailplane design),College Park出版社,1989年,第40页)具体地描述了此结果,

CD=CD0+CL2/(π.e.AR)

其中这些项(由托马斯定义)如下:CD是飞行器的阻力系数,CD0是零升力时的阻力系数,CL是机翼升力系数,π=3.14...,e是取决于机翼平面形状诱导阻力、而且还包括轮廓阻力和寄生阻力的奥斯瓦尔德翼展效率因子(Oswald span efficiency factor),AR是机翼的展弦比,该展弦比是翼展的平方除以投影机翼面积。

如果机翼具有扭转或小翼,则可以使用非椭圆形机翼环量以提供低阻力。在这种情况下,重要的是通过适当选择“拖累”段和“过渡”段两者的局部翼型形状和局部有效迎角,即使对于大型天线尺寸而言,就可以在“拖累”段、“过渡段”、以及“非拖累段”的与“过渡段”相邻的边缘上,将环量保持恒定而在百分之二十以内、优选小于百分之十以内。

对于典型的HALE飞行器设计,已经发现,机翼的诱导阻力对整体空气动力学阻力具有重大贡献,并且优选高展弦比的细长机翼来使空气动力学阻力最小化。升阻比(Lift to drag ratio)在运行海拔高度处典型地超过25:1、更典型地超过35:1,并且通过使用合适的翼型设计、大翼展和高展弦比,可以更高。翼展典型地大于20m、更典型地大于25m。赫利俄斯(Helios)飞行器翼展为75m,并且已经设想到甚至更高的翼展。有效载荷明显变化,从早期和风(Zephyr)飞行器的几公斤到赫利俄斯飞行器或全球观察者(Global Observer)的多于100公斤的高出许多的值。

适度的天线尺寸不会产生阻力问题:如果这个或这些天线可以装配到翼型弦没有加长的细长机翼翼型段中,并且翼型横截面具有足够的深度的话,则天线位置主要由结构考虑来确定的常规机翼设计是可能的而不会带来空气动力学阻力不利后果。

可能希望两个分离开的天线组,以允许将飞行器的发射器和接收器功能分离,从而产生更高的信号接收和/或发射的灵敏度,以及机翼上更分布开的载荷从而使得机翼上的结构载荷及其重量最小化。

将一个或多个天线或天线组以这种方式引入或基本上引入飞行器的机翼中同时如上所述维持围绕机翼的相对椭圆形的环量速率,在天线尺寸大于应呈矩形或近似矩形或椭圆形设计的机翼弦长时允许了针对给定大小的天线使额外的阻力最小化。

这在下面的附图和示例中展示出。

图1以平面视图和侧视图示出了具有两个圆形相控阵列的飞行器,所述相控阵列具有距飞行器机身某些距离的近似恒定的弦长。该机翼设计类似于用于高性能载人滑翔机的高性能适度雷诺数飞行器的设计。本领域技术人员熟悉的雷诺数是考虑相关流体流动的湍流力与粘性力的比率的量度。飞机推力由多个推进器(1)提供,所述推进器由长而薄的机翼(105)支撑。主机翼段具有的弦长足够大以容纳这两个天线(2和3):主机翼段可以简化天线电子器件并且改善信号处理识别,以便使得一个天线发射并且一个天线接收,特别是在同时需要发射和接收的情况下。

图2以平面视图和侧视图示出了具有两个利用本发明的圆形天线(4,5)的飞行器,其中这些天线的直径远大于平均机翼弦长。在这种情况下,天线所在的竖直横截面也远大于机翼的平均竖直横截面。除了拖累机翼段(E)和非拖累机翼段(UE)之外,还存在两个明显的“过渡”段(T)。

图3以平面视图和侧视图示出了具有四个利用本发明的圆形天线(4,5,6,7)的飞行器,其中这些天线的直径远大于平均机翼弦长。在这种情况下,天线所在的竖直横截面也远大于机翼的平均竖直横截面。同样如图2所示的飞行器中,除了拖累机翼段(E)和非拖累机翼段(UE)之外,还存在两个明显的“过渡”段(T)。

图4以平面视图和侧视图示出了具有两个使利用本发明的圆形天线(8,9)的飞行器,其中这些天线的直径远大于平均机翼弦长度,并且过渡段是短的。在这种情况下,天线所在的竖直横截面也远大于机翼的平均竖直横截面。

图5示出了利用本发明的、具有方形天线(10,11)而不是与图4所示的飞行器类似的圆形天线的飞行器。

在图6中,相对较薄的相控阵列(61)位于翼梁(62)的底部的正下方,该翼梁可以由进入或离开相控阵列(61)的主电磁辐射场上方的导电材料制成。机翼表面(64)限定翼型形状,并且当位于相控阵列下方时如果所述阵列向下通信则应当具有足够低的导电性,以避免显著干扰天线发射或接收的电磁辐射。翼梁(63)的顶部位于机翼的上表面的正下方。

图7示出了具有两个分离开的天线(73,74)的飞行器,这两个天线用于提供更均匀的质量分布并且减少飞行器上的结构载荷和/或允许减少天线之间的电磁干扰。

图8示出了具有一对大型天线(82,83)和一对小型天线(81,82)的飞机。如果与地面上的小型天线通信以比回程频率(与将飞行器链接到核心地面网络的地面上的较大天线的通信)低得多的频率执行的话,这样的安排可能是最优的。

图9示出了多重天线安排的示例,该多重天线安排被设计成与藉由平坦的几乎水平的相控阵列天线所应可能的相比允许单个的飞行器与地面上大出许多的区域通信。典型地,平坦的相控阵列仅在与阵列的轴线成约60度的锥形内投射和接收;通常该轴线与所述阵列的平面成直角。因此,同以相对于所述阵列的轴线成大于六十度的角度驻留的发射器或接收器或收发器通信会开始变得不良。如果飞机俯仰或侧倾并且要求连续通信,则这个问题更加严重。所示的安排在机身的两侧成镜像;水平地示出了平面的中心线(92)。

示出了平面视图和三个截面(AA、BB和CC)。拖累段(E)(91)封闭了所有天线。

存在三组天线:直接指向下方的单个水平天线(94)、允许从一侧到另一侧更好地通信的天线对(95)、以及允许向前和向后更好地通信的天线对(93)。这些天线通常需要安置好以避免对彼此的显著干扰。可以设想到圆形、椭圆形或更复杂的形状以及“倒置的碟”形状。角度可以变化,并且还可以使用更大或更小数量的天线组。

对于给定的天线投影大小(在垂直于天线的主平面观察时的天线的面积),为了使空气动力学阻力最小化,整个天线通常应由机翼结构封闭。然而,在某些情况下,设计将受益于使得天线或天线壳体的适宜部分在机翼的翼型横截面之外,而不是权且增加“拖累”段中机翼的翼型弦长。这可能是因为特定的天线形状不易装配到所述翼型段中,例如是正方形而不是椭圆形或圆形,或者由于包含其他设备或接入点的吊舱的特定附件或出于各种其他原因。通常,拖累段将封闭天线的投影面积的“实质”部分,为至少50%、优选80%、更优选全部。

高空长航时飞机飞行相当缓慢:典型地以低于100m/s的速度,并且更通常低于50m/s,而且有时慢达15m/s。在这些速度下,对于高空遇到的冷的、低密度的、相对粘稠的空气,机翼雷诺数远低于常规飞行器(滑翔机或动力交通工具)中所遇到的机翼雷诺数。然而,设计用于低雷诺数的翼型段在低空无人航空器、风力涡轮机以及其他应用中是常见的。这样的翼型的示例已经例如由Selig设计出(参见“用于小型水平风力涡轮机的新翼型(New Airfoils for SmallHorizontal Wind Turbines)”,Giguere和Selig,ASME汇刊,第120卷,第108页,1998年5月):特别是翼型SG 6040、SG 6041、SG 6042、SG 6043,厚度分别为16%、10%、10%和10%。

在下面的表1中所描述的飞行器设计示出了利用本发明的优点。

表格所列出的所有情况均针对每单位机翼面积的相同的机翼重量,外加每单位机翼宽度的恒定翼梁重量。飞行器设计针对在赤道15度以内的纬度上的运行,并且功率和速度是基于仲冬时的条件计算的,以允许全年保持驻留。在利用本发明的基本情况下,“拖累”段是基于具有相对弦长16%厚度的SG 6040横截面设计的,直径为1.6m的、重量小于6kg/m2(天线+电子器件的总重量=30kg)的两个天线可以被装配在弦长为2m的拖累段中。非拖累段是基于SG 6043横截面设计的。

利用本发明的结果允许相同翼展的飞机以(对于许多应用中保持驻留所需的)相似的运行速度与常规飞机相比支撑更重的有效载荷和更大的天线,或者在有效载荷重量相似的情况下,最大运行速度显著增加。

表1

“经典”机翼和“新型”机翼设计的比较

可以看出,利用本发明的飞行器与巡航速度相同的常规设计相比具有明显更高的有效载荷重量(32%)、或者与具有常规设计和相同巡航速度的翼展相同的飞机相比具有明显更高的巡航速度(18%)。

这是经典设计的机翼的较低的展弦比引起的较高的“诱导阻力”的结果,所述诱导阻力减少了有效载荷的可用能量,或者导致飞行器速度低于所希望的速度。已经优化了运行高度以反映不同设计的不同特征。

如果例如对于高飞行速度以及低飞行速度而言低阻力性能是所需要的,则还希望保持对各种不同空速的环量的相似性。

在本发明的第三方面,在“拖累”段、“过渡”段或“非拖累”段中的一者或多者中提供了额外的襟翼,这些襟翼允许在更大的飞行器速度范围上将这些段的环量维持在更高的椭圆形水平。

在本发明的第四方面,襟翼段沿着机翼具有可变的相对弦长,从而允许沿着机翼的长度具有更加椭圆的环量和更低的阻力。相对襟翼弦长被定义为以机身中心线特定距离处的翼型弦长为参考的从襟翼前缘到翼型后缘的距离。翼型空气动力学领域的技术人员熟悉的是翼型襟翼的偏转导致有效的局部迎角发生变化,参见施里希廷·特鲁肯布罗特,《飞机空气动力学第II卷》,斯普林格出版社,1969年(Schlichting,Truckenbrodt“Die Airodynamik des Flugzeuges Bd II”,Springer-Verlag 1969),第439页。

在第五方面,用于飞机上的主要频率有两种:大型相控阵列的0.5到5GHz之间的相对较低的频率,这些大型相控阵列可以提供以适当长的波长到“用户设备”的上行链路和下行链路,使得发射和接收可以穿过雨水和具有合理厚度的建筑物墙壁;并且其次是利用更大的带宽和更小的阵列的与所述上行链路/下行链路相比更高的频率,该频率用于往返飞机的回程。这些相控阵列可以具有近似竖直的波束轴线,或者由轴线近似竖直的多个阵列集群构成,或者是其中一部分的轴线近似竖直而一部分的轴线不是近似竖直的多个集群。

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