一種升浮一體飛行器及控制方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種升浮一體飛行器及控制方法，適用于在低空、平流層等多種空域執(zhí)行多種任務。
【背景技術】
[0002]以飛艇為代表的傳統(tǒng)浮空器具有留空時間長，安全性能好，燃料消耗率低等特點，在空中運輸、通訊中繼等民用領域和海岸監(jiān)控，空中預警等軍用領域都有著廣泛的用途。但傳統(tǒng)浮空器主要依靠內(nèi)部充滿比空氣輕的氣體產(chǎn)生浮力升空，其升力與飛行器大小成正比，為了增加載荷，就必須增大飛行器的尺寸，在空氣密度較小的平流層尤其如此；而過大的尺寸往往會增大飛行阻力，降低運動速度，甚至超過囊體材料張力的極限。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明的目的是提供一種剛?cè)峤M合、可折疊的升浮一體飛行器，可用于空中運輸、通訊中繼等領域，具有體積小、載荷能力強、速度快、續(xù)航時間長等特點。
[0004]本發(fā)明的技術解決方案:一種升浮一體飛行器，包括:采用后掠飛翼式氣動布局的機身、外部剛性支撐骨架、可折疊的剛性桁架、可傾轉(zhuǎn)的動力系統(tǒng)、飛行控制裝置、有效載荷和電池系統(tǒng)；可傾轉(zhuǎn)的動力系統(tǒng)包括發(fā)動機梁、安裝在發(fā)動機梁端部的發(fā)動機桿、安裝在發(fā)動機桿兩端的發(fā)動機、位于發(fā)動機梁與發(fā)動機桿交界處的舵機，發(fā)動機桿在舵機作用下可繞發(fā)動機梁端部旋轉(zhuǎn)；可折疊的剛性桁架連接在機身底部，可傾轉(zhuǎn)的動力系統(tǒng)、有效載荷和電池系統(tǒng)均安裝在可折疊的剛性桁架上；外部剛性支撐骨架以可拆卸的方式固定在可折疊的剛性桁架上，并通過機身上預制連接點對機身起支撐作用；飛行器整體可折疊展開；飛行器可垂直起降和平飛；飛行器垂直起降時，飛行控制裝置控制發(fā)動機拉力向上，依靠浮力和發(fā)動機拉力克服自身重力，依靠各個發(fā)動機拉力不同調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)；飛行器平飛時，飛行控制裝置控制發(fā)動機拉力向前提供飛行動力，靠浮力和動升力克服重力，飛行器平飛時的姿態(tài)控制包括俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制；俯仰時，飛行控制裝置通過控制機身尾部兩片舵面聯(lián)動實現(xiàn)控制；滾轉(zhuǎn)時，有兩種控制方式:飛行控制裝置通過控制機身尾部舵面差動實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和通過改變兩側(cè)發(fā)動機在垂直方向的拉力分量實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)；這兩種方式可單獨使用，也可同時使用；偏航時，通過調(diào)節(jié)各臺發(fā)動機向前的拉力大小實現(xiàn)。
[0005]所述采用后掠飛翼式氣動布局的機身外形為升力體，空氣流過機身時會產(chǎn)生動升力；機身填充浮升氣體產(chǎn)生浮力，由此增大了總升力。
[0006]所述采用后掠飛翼式氣動布局的機身中，后掠飛翼式氣動布局為氣動計算優(yōu)化所得；后掠飛翼式氣動布局為修形的三角翼，側(cè)面輪廓線可以為內(nèi)弧線、外弧線或直線；所有縱截面均為一種或幾種翼型形狀，頭部圓頓，帶有一定角度的后掠角。
[0007]所述采用后掠飛翼式氣動布局的機身的主體為柔性氦氣氣囊，所述柔性氦氣氣囊的外形由內(nèi)部拉筋、外部剛性支撐骨架約束構成；內(nèi)部拉筋為軟式結構，布置在柔性氦氣氣囊內(nèi)部；外部剛性支撐骨架采用剛性部件，通過柔性氦氣氣囊表面預留接口與氣囊相連，夕卜部剛性骨架端部固定在可折疊的剛性桁架上；柔性氦氣氣囊內(nèi)部填充氦氣后密封；飛行器采用可折疊設計，外部剛性支撐骨架可從柔性氦氣氣囊上取出，使柔性氦氣氣囊可折疊到小空間內(nèi)，便于儲存和運輸。
[0008]所述可折疊的剛性桁架由中框、套筒、固定桿、前桿、側(cè)撐桿組成；套筒和三根固定桿均固定在中框上，三根固定桿呈三角形，前桿通過套筒連接在套筒前方，兩根側(cè)撐桿通過鉸鏈連接在固定桿后方；前桿通過套筒向后收縮或以套筒端部為軸向后折疊，后面兩根側(cè)撐桿繞鉸鏈向某個方向旋轉(zhuǎn)，直到桁架折疊成小尺寸，便于儲存和運輸。
[0009]所述采用后掠飛翼式氣動布局的機身尾部有兩片舵面，垂直安定面布置在尾部上方或下方或上下均有，機身中部發(fā)動機梁上可選擇安裝小型機翼。
[0010]一種升浮一體飛行器控制方法，實現(xiàn)步驟如下:
[0011](I)調(diào)節(jié)發(fā)動力拉力向上，啟動發(fā)動機，依靠浮力和發(fā)動機拉力克服自身重力，依靠各個發(fā)動機拉力不同調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)；
[0012](2)達到預定高度后，控制發(fā)動機拉力向前，發(fā)動機提供向前的飛行動力，靠浮力和動升力克服重力，飛行器轉(zhuǎn)入平飛；飛行器俯仰控制通過尾部兩片舵面聯(lián)動實現(xiàn)；飛行器滾轉(zhuǎn)控制有兩種方式:尾部舵面差動實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)；通過改變兩側(cè)發(fā)動機在垂直方向的拉力分量實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)；這兩種方式可單獨使用，也可同時使用；飛行器偏航控制通過調(diào)節(jié)左右兩側(cè)發(fā)動機向前的拉力大小實現(xiàn)；
[0013](3)到達目標后，調(diào)節(jié)發(fā)動機拉力向上，垂直下降。
[0014]本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點:
[0015](I)本發(fā)明飛行器同時具有空氣動力學升力和空氣浮力，相比傳統(tǒng)浮空器在相同載荷能力下具有更小的尺寸和更高的速度，更好的操控能力。
[0016](2)本發(fā)明飛行器采用后掠飛翼式布局，相比傳統(tǒng)飛翼式、多體式升浮一體布局具有更高的動升力、動升阻比、和更小的相對表面積，具有更好的空氣動力學特性。
[0017](3)本發(fā)明飛行器機身采用柔性囊體，具有一定浮力，失控時可緩慢飄落且碰撞力更小，相比傳統(tǒng)固定翼、多旋翼飛行器擁有更高的安全性。
[0018](4)本發(fā)明飛行器采用可拆卸、可折疊結構，更加便于運輸、儲存。
[0019](5)本發(fā)明采用相應的新型控制方法，擁有更高的控制效率。垂直起降的起降方式使得飛行器對起降場地的要求大大降低。
【附圖說明】
[0020]圖1為本發(fā)明飛行器斜上方視圖及內(nèi)部拉筋剖視圖(發(fā)動機拉力向上);
[0021]圖2為本發(fā)明飛行器仰視圖(發(fā)動機拉力向上);
[0022]圖3為本發(fā)明飛行器左視圖(發(fā)動機拉力向上);
[0023]圖4為本發(fā)明飛行器后掠飛翼式布局俯視輪廓示意圖；
[0024]圖5為本發(fā)明飛行器發(fā)動機拉力向上時斜上視圖；
[0025]圖6為本發(fā)明飛行器發(fā)動機拉力向前時斜上視圖；
[0026]圖7為本發(fā)明飛行器桁架及動力部分視圖(發(fā)動機拉力向上);
[0027]圖8為本發(fā)明飛行器一側(cè)的動力部分；
[0028]圖9為本發(fā)明展開狀態(tài)的桁架部分；
[0029]圖10為本發(fā)明折疊狀態(tài)的桁架部分。
【具體實施方式】
[0030]針對傳統(tǒng)浮空器體積大、速度低的特點，提出了將空氣動力學升力和空氣浮力結合起來的新型升浮一體飛行器。
[0031]升浮一體飛行器具有特殊的氣動外形，通過與空氣的相對運動可以產(chǎn)生氣動升力，在同等載荷大小情況下降低了對浮力的要求，減小了飛行器尺寸；較小的尺寸和較好的外形降低了飛行阻力，獲得了更大的飛行速度。較小的尺寸和剛?cè)峤M合可折疊的設計也減小了飛行器折疊后的尺寸，便于運輸和儲存，增大了其適用領域。
[0032]如圖1-3所示，本發(fā)明所述的一種升浮一體飛行器包括:外部剛性支撐骨架15、采用后掠飛翼式氣動布局的機身1、可折疊的剛性桁架2、可傾轉(zhuǎn)的動力系統(tǒng)3、有效載荷和電池系統(tǒng)；可傾轉(zhuǎn)的動力系統(tǒng)包括發(fā)動機梁7、安裝在發(fā)動機梁端部的發(fā)動機桿8、安裝在發(fā)動機桿8兩端的發(fā)動機6、位于發(fā)動機梁7與發(fā)動機桿8交界處的舵機9 ;可折疊的剛性桁架2連接在機身I底部，可傾轉(zhuǎn)的動力系統(tǒng)3、有效載荷和電池系統(tǒng)均安裝在可折疊的剛性桁架2上；外部剛性支撐骨架15以可拆卸的方式固定在可折疊的剛性桁架2上，并通過機身上預制連接點對機身起支撐作用。
[0033]采用后掠飛翼式氣動布局的機身I的主體為柔性氦氣氣囊。由于柔性氦氣氣囊形狀特殊，正常的柔性結構內(nèi)部充入一定壓力的氣體后，會趨于球形，因此除了通過柔性氦氣氣囊蒙皮材料的裁剪使其呈現(xiàn)所需外形外，內(nèi)部還需要布置拉筋16，通過內(nèi)部牽拉的方式對抗內(nèi)部氣壓壓力，保持外形形狀。而飛行器飛行速度較快，飛行時柔性氦氣氣囊表面會受到空氣動力的作用，尤其頭部，需承受較大的阻力。柔性氦氣氣囊在受到空氣動力作用時容易發(fā)生變形，因此在柔性氦氣氣囊外部布置了剛性支撐骨架15，外部剛性支撐骨架15采用剛性部件，通過柔性氦氣氣囊表面預留