一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构的制作方法

本发明属于气象探测领域，具体地说，涉及一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构。

背景技术：

气象探测作为气象工作的基础，是收集气象数据的主要手段，其中下投探空是气象探测的主要方式之一，其主要利用飞机(含无人机)、飞艇等航空飞行器配装下投探空系统，从高空投放带有降落伞和信号发射装置的探空仪，并借助探空仪的传感器不断采集下落过程中的温度、湿度、气压、风速、风向等大气数据。根据下投探空任务需求，某高空高速无人机需在机翼下方挂载下投探空系统进行气象探测作业。为了提高气象探测作业效率，挂载的下投探空吊舱需尽可能大的增加其内部装载空间，从而增加探空仪的装载数量，但又需要尽量减小加挂下投探空吊舱后对无人载机气动特性、总体布置以及对探空仪投放过程等方面的影响。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中对于装载很多数量下投探空仪以及减小下投探空仪对无人载机气动特性、总体布置以及对探空仪投放过程等方面的影响的需求，提出了一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构，通过设置的中段部扩大下投探空仪的装载数量，并由前段部和后段部减少吊舱对于无人载机的影响。

本发明的具体实现内容如下：

本发明提出了一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构，所述吊舱外形结构包括前段部1、中段部2、后段部3；所述前段部1和后段部3为类圆锥体；所述中段部2为圆柱体；

所述前端部1的边线包括圆弧r1、圆弧r2，所述圆弧r1位于前段部1的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述圆弧r1远离前段部1形成的类圆锥体顶端的一端与圆弧r2相切；

所述圆弧r2不与圆弧r1相切的一端与所述中段部2形成的圆柱体的边线相切；

所述吊舱外形结构还包括用于投放下投探空仪的下投探空仪投放孔4；所述下投探空仪投放孔4设置在后段部3上。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧r1的半径r1为30±10mm；所述圆弧r2的半径r2大于或等于600mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述后段部3的边线包括圆弧r3、圆弧r4；所述圆弧r4位于后段部3的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述圆弧r4远离后段部3形成的类圆锥体顶端的一端与圆弧r3相切；

所述圆弧r3不与圆弧r4相切的一端与所述中段部2形成的圆柱体的边线相切。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述下投探空仪投放孔4位于后段部3的下部边线上，且所述下投探空仪投放孔4的中心轴线与所述后段部3形成的类圆锥体的中心轴线的垂直距离为h。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧r4的半径r4为30±10mm；所述圆弧r3的半径r3为450±150mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述垂直距离h为75±5mm；所述下投探空仪投放孔4的直径ф2为70mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述中段部2侧面的边长l为1200±250mm；中段部2的直径ф1设计为320±20mm。

本发明还提出了一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构，包括前段部1、后段部3、下投探空仪投放孔4；所述前段部1和后段部3皆为类圆锥体；

所述前段部1的边线包括圆弧r1、圆弧r2，所述圆弧r1位于前段部1的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述后段部3的边线包括圆弧r3、圆弧r4；所述圆弧r4位于后段部3的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述圆弧r1远离前段部1形成的类圆锥体顶端的一端与圆弧r2相切；

所述圆弧r2不与圆弧r1相切的一端与所述圆弧r3相切；

所述圆弧r3不与圆弧r2相切的一端与所述圆弧r4远离后段部3形成的类圆锥体顶端的一端相切；

所述下投探空仪投放孔4位于后段部3的下部边线上，且下投探空仪投放孔4的中心轴线与所述后段部3形成的类圆锥体的中心轴线的垂直距离为h。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧r1的半径r1为30±10mm；所述圆弧r2的半径r2大于或等于600mm；所述圆弧r4的半径r4为30±10mm；所述圆弧r3的半径r3为450±150mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述垂直距离h为75±5mm；所述下投探空仪投放孔4的直径ф2为70mm。

本发明与现有技术相比具有以下优点及有益效果：

(1)分为前、中、后三段，有利于气动减阻；

(2)增大了内部空间，可以装载更多下投探空仪；

(3)吊舱外形尺寸满足无人载机在起飞着陆阶段对吊舱离地高度、擦地角等总体设计要求，能够保证无人载机起降安全性；

(4)吊舱外形设计能够使得下投探空仪顺利投放，且探空仪投放后不与吊舱和无人载机发生碰撞，保证下投探空仪的投放安全性。

附图说明

图1为本发明下投探空仪的吊舱外形结构的主视图；

图2为实施例1中涉及的具体尺寸的一种吊舱外形结构的主视图；

图3为实施例1所示吊舱外形结构的右视图；

图4为实施例1吊舱表面压力分布云图；

图5为加挂实施例1吊舱后升力特性曲线对比；

图6为加挂实施例1吊舱后阻力特性曲线对比；

图7为加挂实施例1吊舱后俯仰力矩特性曲线对比；

图8为实施例1吊舱投放下投探空仪典型轨迹图；

图9为实施例2中涉及的具体尺寸的一种吊舱外形结构的主视图；

图10为实施例2所示吊舱外形结构的右视图；

图11为实施例2吊舱风洞试验照片；

图12为加挂实施例2吊舱后升力特性曲线对比；

图13为加挂实施例2吊舱后阻力特性曲线对比；

图14为加挂实施例2吊舱后俯仰力矩特性曲线对比；

图15为实施例2吊舱投放下投探空仪典型轨迹图；

图16为不设置中段部的结构示意图。

其中：1、前段部，2、中段部，3、后段部，4、下投探空仪投放孔。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，应当理解，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；也可以是直接相连，也可以是通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例1：

本发明提出了一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构，如图1所示，所述吊舱外形结构包括前段部1、中段部2、后段部3；所述前段部1和后段部3为类圆锥体；所述中段部2为圆柱体；

所述吊舱外形结构还包括用于投放下投探空仪的下投探空仪投放孔4；所述下投探空仪投放孔4设置在后段部3上。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述前段部1的边线包括圆弧r1、圆弧r2，所述圆弧r1位于前段部1的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述圆弧r1远离前段部1形成的类圆锥体顶端的一端与圆弧r2相切；

所述圆弧r2不与圆弧r1相切的一端与所述中段部2形成的圆柱体的边线相切。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧r1的半径r1为30±10mm；所述圆弧r2的半径r2大于或等于600mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述后段部3的边线包括圆弧r3、圆弧r4；所述圆弧r4位于后段部3的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述圆弧r4远离后段部3形成的类圆锥体顶端的一端与圆弧r3相切；

所述圆弧r3不与圆弧r4相切的一端与所述中段部2形成的圆柱体的边线相切。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述下投探空仪投放孔4位于后段部3的下部边线上，且与所述后段部3形成的类圆锥体的中心轴线的垂直距离为h。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧r4的半径r4为30±10mm；所述圆弧r3的半径r3为450±150mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述垂直距离h为75±5mm；所述下投探空仪投放孔4的直径ф2为70mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述中段部2侧面的边长l为1200±250mm；中段部2的直径ф1设计为320±20mm。

工作原理：本发明设计的一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构为旋成体外形，有利于气动减阻，分为前、中、后三段，前后两段通过简单弧面平滑过渡，中段为圆柱段，有利于增大内部装载空间，且便于制造加工。吊舱外形设计方法易懂、设计过程简单，并可推广应用到其他类似吊舱的外形设计中。经过吊舱装机、cfd仿真计算及风洞试验验证表明：本发明设计的吊舱外形具备良好的气动特性，加挂后对无人载机的升力和俯仰力矩影响极小，气动阻力增加较小，满足下投探空任务对无人机飞行升限及航时航程的要求；吊舱外形具备较大的内部装载空间，能够实现下投探空系统的装载，满足探空仪装载数量要求，最大装载数量超过20枚，能够大幅提升下投探空作业效率；吊舱外形尺寸满足无人载机在起飞着陆阶段对吊舱离地高度、擦地角等总体设计要求，能够保证无人载机起降安全性；吊舱外形设计能够使得下投探空仪顺利投放，且探空仪投放后不与吊舱和无人载机发生碰撞，保证下投探空仪的投放安全性。

实施例2：

本发明在上述实施例1的基础上，进一步地提供一个具体尺寸的实施例：如图2、图3、图4、图5、图6、图7、图8、图11所示，如图2所示，所述的吊舱外形为旋成体外形，通过绕吊舱轴线旋转而成，分为前、中、后三段，其中前段部1和后段部3为吊舱的整流段，中段部2为等值段，是吊舱的主要装载部位。

吊舱前段部1为类圆锥体，边线由两段圆弧r1、r2组成，半径r1设计为20mm，半径r2设计为2000mm，圆弧r1与圆弧r2、圆弧r2与中段边线为相切连接，吊舱前段部1总长为751mm；吊舱中段部2为圆柱体，边线为水平直线，中段部2长度l设计为1000mm，圆柱直径ф1设计为320mm；吊舱后段部3为类圆锥体，边线由两段圆弧r3、r4组成，半径r4设计为20mm，半径r3设计为600mm，圆弧r3与圆弧r4、圆弧r3与中段边线为相切连接，吊舱后段总长为398mm；在吊舱后段还设计了一个探空仪下投探空仪投放孔4，下投探空仪投放孔4轴线位于吊舱垂直对称面内，设计偏距h为70mm，下投探空仪投放孔4直径ф2设计为70mm。

通过对设计的实施例1吊舱外形进行cfd仿真计算，表面压力云图见图4，其表明：

实施例1吊舱外形具备良好的气动特性，对无人载机的气动力和气动力矩影响极小，具体情况如表1和图4～图6所示。从气动导数和气动特性曲线对比来看，在马赫数ma为0.5时，相对于无人载机基本构型，加挂实施例1吊舱，含吊舱挂架后的吊舱构型升力略微增大，升力线斜率clα增加1.1％；对俯仰力矩影响极小，气动焦点仅前移约0.1％ca(ca为平均气动弦长)；气动阻力略微增加，最小阻力cdmin增加约6.4％，能够满足下投探空任务需求。

表1cfd仿真气动导数对比(ma＝0.5)

对实施例1利用非定常数值仿真手段对吊舱投放下投探空仪的安全性进行了详细分析，仿真计算了不同无人载机飞行高度、马赫数、攻角、侧滑角以及下投探空仪不同出射速度、重量重心位置对投放安全性的影响。通过投放仿真计算验证表明：实施例1吊舱外形能够实现下投探空仪在不同条件下投放后不与吊舱和无人载机发生碰撞，能够保证下投探空仪的投放安全性，实施例1吊舱投放下投探空仪典型轨迹图如图8所示。

本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本发明在上述实施例1的基础上，进一步再提供了一个具体尺寸的实施例：如图4、图9、图10、图11、图12、图13、图14、图15所示，如图9所示，所述的吊舱外形为旋成体外形，通过绕吊舱轴线旋转而成，分为前、中、后三段，其中前段部1和后段部3为吊舱的整流段，中段部2为等值段，是吊舱的主要装载部位。

吊舱前段部1为类圆锥体，边线由两段圆弧r1、r2组成，半径r1设计为30mm，半径r2设计为800mm，圆弧r1与圆弧r2、圆弧r2与中段部2边线为相切连接，吊舱前段总长为468mm；吊舱中段部2为圆柱体，边线为水平直线，中段部2的长度l设计为1421mm，圆柱直径ф1设计为334mm；吊舱后段部3为类圆锥体，边线由两段圆弧r3、r4组成，半径r4设计为30mm，半径r3设计为420mm，圆弧r3与圆弧r4、圆弧r3与中段部2的边线为相切连接，吊舱后段部3总长为327mm；在吊舱后段部3还设计了一个探空仪下投探空仪投放孔4，下投探空仪投放孔4轴线位于吊舱垂直对称面内，设计偏距h为75mm，下投探空仪投放孔4直径ф2设计为70mm。

通过对设计的实施例2吊舱外形进行风洞试验，试验照片见图11，验证表明：实施例吊舱外形具备较好的气动特性，对无人载机的气动力和气动力矩影响较小，具体情况如表2和图12～图14所示。从气动导数和气动特性曲线对比来看，在马赫数ma为0.5时，相对于无人载机基本构型，加挂实施例2吊舱，含吊舱挂架后的吊舱构型升力略微增大，升力线斜率clα增加1.1％；对俯仰力矩影响较小，气动焦点仅前移约0.2％ca，ca为平均气动弦长；气动阻力增加较小，最小阻力cdmin增加约9.4％，能够满足下投探空任务需求。

表2风洞试验气动导数对比(ma＝0.5)

通过投放仿真计算验证表明：实施例2吊舱外形同样能够实现下投探空仪在不同条件下投放后不与吊舱和无人载机发生碰撞，能够保证下投探空仪的投放安全性，图15为实施例2吊舱投放下投探空仪典型轨迹图。

本实施例的其他部分与上述实施例1相同，故不再赘述。

实施例4：

本发明还提出了一种用于投放下投探空仪的吊舱外形结构，如图16所示，包括前段部1、后段部3、下投探空仪投放孔4；所述前段部1和后段部3皆为类圆锥体；

所述前段部1的边线包括圆弧r1、圆弧r2，所述圆弧r1位于前段部1的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述后段部3的边线包括圆弧r3、圆弧r4；所述圆弧r4位于后段部3的边线上靠近形成的类圆锥体顶端处；

所述圆弧r1远离前段部1形成的类圆锥体顶端的一端与圆弧r2相切；

所述圆弧r2不与圆弧r1相切的一端与所述圆弧r3相切；

所述圆弧r3不与圆弧r2相切的一端与所述圆弧r4远离后段部3形成的类圆锥体顶端的一端相切；

所述下投探空仪投放孔4位于后段部3的下部边线上，且下投探空仪投放孔4的中心轴线与所述后段部3形成的类圆锥体的中心轴线的垂直距离为h。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述圆弧r1的半径r1为30±10mm；所述圆弧r2的半径r2大于或等于600mm；所述圆弧r4的半径r4为30±10mm；所述圆弧r3的半径r3为450±150mm。

为了更好地实现本发明，进一步地，所述垂直距离h为75±5mm；所述下投探空仪投放孔4的直径ф2为70mm。

工作原理：本实施例与上述实施例1-3相比，区别在于省略了中段部2，中段部2的作用就是为了增大存储下投探空仪的存储空间，而省略掉中段部2的本实施例，保留了前段部1和后段部3的功效，减少了空气阻力对飞机的影响，但同时对于下投探空仪的存储数量也会有相应的减少。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。