一种可变形的升浮一体飞行器气动外形的制作方法

本发明属于航空器设计技术领域，涉及一种可变形的升浮一体飞行器气动外形，具体是指一种综合利用动升力和静升力且机身可自适应变形的飞行器气动外形。

背景技术：

临近空间飞行平台具有广泛的应用前景，针对这种高空长航时飞行器平台，高空飞艇、太阳能飞机及升浮一体飞行器是目前研究较多的方向。但这几种飞行器也有其明显的缺点：高空飞艇的体积过于庞大，飞行速度低，机动性差，抗风性能差，运输、储存和维护成本很高。太阳能飞机由于受到太阳能动力的限制，飞机的重量必须很轻，大大限制了其携带载荷的能力，而且机体结构由于追求重量轻而不得不牺牲强度刚度，为追求高气动效率机翼多采用大展弦比构型，造成机翼柔性较大，飞行时机翼变形严重，容易出现飞行安全问题。目前升浮一体飞行器静升力部件多为半刚性飞艇结构，其外形不可变，内部必须有巨大的副气囊以存储空气来调节飞行器重量，地面停放体积巨大，且必须有进排气泵等设备来调节副气囊，结构复杂，附加重量大。

为克服以上几种飞行器各自的缺点，有必要设计一种载荷能力强，结构刚度大，气动效率高的临近空间飞行器气动外形，以满足高空长航时无人机设计的需求。

技术实现要素：

为解决现有技术中临近空间飞行器存在的不足，本发明提出一种可变形的升浮一体飞行器气动外形。本发明主要特点为飞行器升力由静升力和动升力两部分构成，静升力即浮力由机身产生，动升力由机翼产生，机身可随飞行高度自适应变形，气动外形为单机身、串列翼、无平尾布局，双垂尾外倾一定角度，机翼位于机身上部，前后翼相同设计，单个机翼为大展弦比平直机翼，机身截面为两个半椭圆的组合。机身可产生径向变形，机身分为前中后三段，三段机身的变形分别进行，其中中段机身的变形是主要变形。

本发明提供的可变形升浮一体飞行器气动外形，包括机身、前翼、后翼和尾翼，所述的机身为可变形机身，机身内部具有可变形刚性骨架，机身外部铺设薄膜材料蒙皮。

所述的可变形刚性骨架包括前后机翼翼梁、机身变形桁架、机身维形框和机身纵梁，其中机身纵梁有两根，与前翼翼梁连接在A、B两点，与后翼翼梁连接在C、D两点；所述机身纵梁的两端到达机身头部和尾部位置，作为机身纵向骨架支撑；所述的机身变形桁架有两个，分别与前翼梁在A、B两点连接，与后翼翼梁在C、D两点连接；所述的机身维形框的两端通过两个转动副与所述的两个机身纵梁连接，在机身前中后三段，每一段机身都至少有一个机身维形框，机身维形框具有与机身变形桁架相同的变形结构，机身维形框所在平面和机身变形桁架所在平面均垂直与机身纵梁，在机身最大展开状态，蒙皮结构外形与设计机身外形一致。

所述的机身变形桁架和机身维形框均包括五个桁架和六个转动副，以机身变形桁架连接在前翼翼梁上A、B两点为例，所述的机身变形桁架包括第一桁架～第五桁架，所述的第一桁架～第五桁架结构均为圆弧形外形，最大展开状态时，机身变形桁架上蒙皮外形与设计机身外形一致，机身表面曲率连续，过渡连接处光滑；桁架和桁架的一端分别通过转动副连接在A、B两点，第一桁架和第五桁架之间顺次通过转动副连接第二桁架、第三桁架和第四桁架；机身外蒙皮连接在第一桁架～第五桁架上，随第一桁架～第五桁架一同变形。

本发明具有以下有益效果：

(1)动升力的引入使该飞行器飞行高度比飞艇高，飞行速度更大，抗风性能和机动性更强。

(2)静升力的引入使该飞行器载荷能力远远高于常规高空无人机，结构高度强度更高。

(3)由于机身可以产生部分静升力，在低空可利用机身静升力实现垂直起降，降低飞行器对机场的要求，在高空的某一高度范围内能实现悬停，可完成各种定点作业任务。

(4)在垂直上升及下降过程中，机身可以产生相应变形改变机身体积保证机身浮力与飞行器重量平衡，不需要常规飞艇和升浮一体飞行器中的副气囊及附带设备，可降低飞行器重量，减小飞行器地面停放体积。

附图说明

图1A～1D为可变形的升浮一体飞行器气动外形示意图。

图2为低空变形上升过程中机身径向变形示意图。

图3为全机结构示意图。

图4为机身变形结构示意图。

图中：

1-机身；2-前翼；3-后翼；4-尾翼；5-发动机；

6-太阳能电池；7-截面形状A；8-截面形状B；9-截面形状C；10-机翼翼梁；

11-机身变形桁架；12-转动副；13-机身纵梁；14-机身维形框。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行进一步详细说明。

本发明提出的可变形升浮一体飞行器气动外形，如图1A～1D所示，所述飞行器气动外形包括机身1、前翼2、后翼3和尾翼4，所述的机身1为可变形机身，所述前翼2和后翼3组成前后串列机翼，前翼2、后翼3均为大展弦比构型，分别位于机身1前后部，由于后翼3位于前翼2的尾流中，因此前翼2和后翼3之间有3°～6°角度差，以保证具有较高的气动效率，所述尾翼4采用V形尾翼，位于机身1后部。采用螺旋浆推进，四台发动机5分别置于前后翼左右两侧，供电采用太阳能电池6与燃料电池联合供电的方式。如图1B～1D所示，网格结构表示太阳能电池6，所述太阳能电池6铺设于机身1及前翼2、后翼3上表面。

结合图1，本发明提供的飞行器为单机身，机身采用半硬式结构，机身1内部具有可变形刚性骨架，骨架外铺设薄膜蒙皮，机身1分为前中后三段，如图1B，前段为半椭球形头部，中段为等直段，后段为尾部收缩段，三段机身的变形分别进行，其中中段机身的变形是主要变形。

所述可变形升浮一体飞行器的飞行方式：在地面时，飞行器的机身1为地面状态机身截面形状A7，体积最小，其静升力和重量基本平衡。低空变形上升阶段，依靠发动机5产生推力来克服阻力前飞，前翼2和后翼3产生气动升力使飞行器爬升，外界大气压强和大气密度减小，机身1内部压力大于外部压力，形成的压力差驱动可变形刚性骨架随动变化而不需要付出额外能量，机身1体积自适应增大，时刻保持重力和浮力基本相等，机身截面处于中间状态机身截面形状B8。当机身1的体积增大到最大时，变形结束，机身1为完全膨胀时截面形状C9，飞行器到达最大悬停高度，飞行器的机身体积不再变化。若飞行器还需进一步爬升，则依靠发动机5推动产生足够的飞行速度，前翼2和后翼3产生气动升力，动升力和浮力的合力大于飞行器重力，飞行器继续爬升最终到达预定的巡航高度。下降阶段基本上是动升力爬升和变形上升阶段的逆过程。飞行器全部能量由太阳能电池6提供，太阳能电池6在白天直接为发动机5与机载设备及有效载荷提供能量，并且电解水，为燃料电池储存能量。夜间能量完全由燃料电池提供。

结合图2、图3和图4说明机身内部的可变形刚性骨架的具体实施方式：如图3，机身内部的可变形刚性骨架包括前后机翼翼梁10、机身变形桁架11、机身维形框14和机身纵梁13。其中机身纵梁13有两根，与前翼翼梁10连接于A、B两点，与后翼翼梁10连接于C、D两点，并且作为机身纵向骨架支撑。所述的机身变形桁架11有两个，分别与前后机翼翼梁10连接。所述的机身变形桁架11为加强结构，用于实现机身变形，机身维形框14的两端通过两个转动副与所述的两个机身纵梁13连接，分别布局在机身前中后三段，机身维形框14具有与机身变形桁架11相同的变形结构，机身维形框14所在平面和机身变形桁架11所在平面均垂直与机身纵梁，在机身最大展开状态，保证外部蒙皮结构外形与设计机身外形一致。由于机身变形结构空间尺度很大，为了满足变形稳定性的要求，兼顾减小质量，采用平面杆系结构构成机身变形桁架11和机身维形框14。以机身变形桁架11为例，所述的机身变形桁架11分为五个部分的桁架结构：第一桁架H1～第五桁架H5，五个桁架结构均为圆弧形外形。如图4，第一桁架H1和第五H5通过转动副12与机翼翼梁10连接，第一桁架H1与第二桁架H2之间、第二桁架H2与第三桁架H3之间、第三桁架H3与第四桁架H4之间、第四桁架H4与第五桁架H5之间分别通过一个转动副12连接。机身外蒙皮采用薄膜材料，铺设于机身变形桁架11上，随第一桁架H1～第五桁架H5一同变形，则机身中部可变形外表面分为五块，各个块相对独立，各个块本身不发生变形，形状与曲率相对固定，从而保证在变形过程中不会出现大的褶皱现象，并且在达到完全变形时，可以保证机身表面曲率连续，过渡连接处光滑。机身变形桁架11发生变形的驱动力来源于机身蒙皮内外压力差而无需付出额外能量。变形完全时，转动副12锁紧，以便满足承力上的要求。

飞行器停放于地面时，机身为截面形状A7，如图2所示，此时第一桁架H1和第五桁架H5向机身两侧张开，第三桁架H3平移至最上位置，此时第四桁架H3与机翼翼梁10之间的距离最小；第二桁架H2与第四桁架H4处于机身内侧，各个转动副12锁死，此时机身体积最小，横向尺寸最小。飞行器变形上升过程中，机身为截面形状B8，机身蒙皮内外产生压强差，推动机身变形桁架11和机身维形框14发生变形，此时转动副12解锁，第一桁架H1和第五桁架H5绕转动副12转动并向机身两侧张开，第三桁架H3向下平移，第二桁架H2与第四桁架H4绕转动副12向下转动，变形过程中通过辅助控制装置，保证飞行器左右对称，随着高度的升高，飞行器机身体积逐渐增大。当飞行器机身体积增加至最大状态时，机身为截面形状C9，第三桁架H3平移至最低位置，各个转动副12锁死，第一桁架H1与第二桁架H2、第二桁架H2与第三桁架H3、第三桁架H3与第四桁架H4、第四桁架H4与第五桁架H5之间保证相切，外蒙皮过渡光滑。

实施例：

升浮一体飞行器设计最大悬停高度h＝15km，最大体积V＝140000m³，机身最大体积与最小体积的比值K＝6.3。

由变形桁架之间的几何关系计算得到各个桁架的弦长：设机翼翼梁10上两个转动副12之间的距离为a，第一桁架H1与第五桁架H5弦长为1.11a，第三桁架H3与第四桁架H4弦长为0.94a，第三桁架H3弦长为0.85a。设第一桁架H1与竖直方向的夹角为θ，飞行器在地面停放时θ＝28.4°，飞行器变形上升过程中，当飞行高度为11km时，θ达到最大值51.6°，此时桁架H2，H3与H4均处于水平位置，当飞行高度达到最大悬停高度15km时，θ＝30.4°，变形完成。