專利名稱：超高空低速定位飛行無人駕駛飛機(jī)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于承載無線移動(dòng)通訊基站的超高空飛行無人駕駛飛機(jī)。
技術(shù)背景按照信號(hào)能到達(dá)的范圍，模擬蜂窩形狀分布來設(shè)立地面塔臺(tái)，對(duì)電話、寬 帶等進(jìn)行通信和信息傳輸，稱做地面無線移動(dòng)通訊基站，簡稱地基站。為了使 地基站所能覆蓋的面積較大，往往采用比較高的信號(hào)發(fā)射和接收塔，但其效果 還是不如直接把地基站建在空中，建立空中無線移動(dòng)通訊基站。建立空中無線移動(dòng)通訊基站的一個(gè)方案是把無線移動(dòng)通訊基站裝設(shè)到超高 空飛行的無人駕駛飛機(jī)上。目前中國和世界各國開發(fā)的無人駕駛飛機(jī)都是高空、超高空使用的亞音速或超音速無人機(jī)，飛行高度在6-22公里左右，飛行速度亞 音速在700公里/小時(shí)左右，超音速在1050公里/小時(shí)以上，用于遠(yuǎn)程飛行偵察 和攻擊等軍事目的，如美國的U2無人駕駛高空偵察機(jī)。到目前為止尚未發(fā)現(xiàn)有 關(guān)低速定位飛行的無人駕駛飛機(jī)的報(bào)導(dǎo)。亞音速或超音速無人機(jī)因其速度太快 不適合作為空中無線移動(dòng)通訊基站的承載平臺(tái)。 發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是提供一種超高空低速定位飛行無人駕駛飛機(jī)，以克服亞音 速或超音速無人機(jī)因其速度太快不適合作為空中無線移動(dòng)通訊基站承載平臺(tái)的 缺陷。本發(fā)明包括無人駕駛飛機(jī)本體，所述無人駕駛飛機(jī)本體包括機(jī)身1-1、機(jī) 翼1-2、垂直尾翼1-3、水平尾翼1-4、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)1-5和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒，它還 包括襟翼2和襟翼伸縮控制裝置3，襟翼2沿機(jī)翼1-2的長度方向設(shè)置并通過機(jī) 翼1-2后部的長槽插在機(jī)翼1-2中，襟翼伸縮控制裝置3設(shè)置在機(jī)翼1-2中并 與襟翼2相連接以控制襟翼2伸出在機(jī)翼1-2外的寬度，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的前端 部由三塊均等的筒片1-6-1圍成，筒片1-6-1的后端鉸接在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的筒 體1-6-2上，筒片1-6-1的外圓表面上通過鉸接桿1-6-3連接在液壓缸l-6-4 的活塞桿上，液壓缸1-6-4固定在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的筒體1-6-2上，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) 卜5的水平位置低于水平尾翼1-4的水平位置。本發(fā)明的無人駕駛飛機(jī)起飛時(shí)襟翼2縮在機(jī)翼1-2中，當(dāng)?shù)竭_(dá)指定位置后， 通過襟翼伸縮控制裝置3把襟翼2伸出機(jī)翼1-2，相當(dāng)于把機(jī)翼面積擴(kuò)大了 30% 至45%，在同等飛行速度下提高了飛機(jī)的舉升力，因此允許大大調(diào)低飛機(jī)的飛 行速度。同時(shí)通過液壓缸1-6-4大幅敞開進(jìn)氣筒的前端部，使渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)l-5的 進(jìn)氣量大幅增加，以應(yīng)付超高空空氣量稀薄的惡劣條件，另外打開的筒片1-6-1 加大了風(fēng)的阻力，進(jìn)一步降低無人駕駛飛機(jī)的飛行速度。本發(fā)明的無人駕駛飛 機(jī)可以承載無線移動(dòng)通訊基站繞著預(yù)定地點(diǎn)飛行，完成通信基站的功能。本發(fā) 明克服了亞音速或超音速無人機(jī)因其速度太快不適合作為空中無線移動(dòng)通訊基 站承載平臺(tái)的缺陷，具有設(shè)計(jì)合理，工作可靠的優(yōu)點(diǎn)。本發(fā)明的無人駕駛飛機(jī) 能適應(yīng)超高空(10-30公里)、空氣密度環(huán)境僅為海平面空氣密度的3 5%的空 氣密度環(huán)境下飛行，飛行速度20400公里/小時(shí)，盤旋半徑不大于80公里的小 空域定位飛行等功能。當(dāng)今世界可供無人機(jī)使用的發(fā)動(dòng)機(jī)種類繁多，但是進(jìn)入 超高空使用都會(huì)遇到缺氧熄火問題。采用渦輪增壓技術(shù)提高發(fā)動(dòng)機(jī)的供氧量， 是保證發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作的最經(jīng)濟(jì)的方法，還可以應(yīng)用加氧助燃系統(tǒng)輸入適量的 燃燒助劑來提高超高空無人機(jī)飛行的穩(wěn)定性。


圖l是本發(fā)明實(shí)施方式一的主視圖，圖2是圖1的側(cè)視圖，圖3是圖2的 俯視圖，圖4是圖3的A-A剖視圖，圖5是圖3的B-B剖視圖，圖6是實(shí)施方 式一中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的剖視圖，圖7是圖6的C向視圖，圖8是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒 敞開狀態(tài)的示意圖，圖9是本發(fā)明實(shí)施方式二的主視圖，圖10是圖9的側(cè)視圖， 圖11是圖9的俯視圖。
具體實(shí)施例方式具體實(shí)施方式
一下面結(jié)合圖1至圖8具體說明本實(shí)施方式。本實(shí)施方式 由無人駕駛飛機(jī)本體、襟翼2和襟翼伸縮控制裝置3組成，所述無人駕駛飛機(jī) 本體包括機(jī)身1-1、機(jī)翼1-2、垂直尾翼1-3、水平尾翼1-4、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)1-5 和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒，襟翼2沿機(jī)翼1-2的長度方向設(shè)置并通過機(jī)翼1-2后部的長 槽插在機(jī)翼1-2中，襟翼伸縮控制裝置3設(shè)置在機(jī)翼1-2中并與襟翼2相連接 以控制襟翼2伸出在機(jī)翼1-2外的寬度，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的前端部由三塊均等的 筒片1-6-1圍成，筒片1-6-1的后端鉸接在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的筒體1-6-2上，筒片1-6-1的外圓表面上通過鉸接桿1-6-3連接在液壓缸1-6-4的活塞桿上，液 壓缸1-6-4固定在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的筒體1-6-2上。液壓缸1-6-4活塞桿的伸縮 能使筒片1-6-1繞鉸接點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)，能夠調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的進(jìn)氣量，實(shí)現(xiàn)渦扇發(fā) 動(dòng)機(jī)的渦輪增壓。渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)卜5的水平位置低于水平尾翼1-4的水平位置以 防止發(fā)動(dòng)機(jī)的尾氣引燃水平尾翼。如圖5所示，無線移動(dòng)通訊基站的接收天線 20和發(fā)射天線21可以設(shè)置在機(jī)身1-1的下部。襟翼伸縮控制裝置3由連桿3-2和液壓缸3-3組成，連桿3-2的一端鉸接 在襟翼2的內(nèi)側(cè)端部上，連桿3-2的另一端鉸接在液壓缸3-3的活塞桿上，液 壓缸3-3固定在機(jī)翼1-2內(nèi)，襟翼2夾在滑道3-1與機(jī)翼1-2頂部的內(nèi)壁之間。 液壓缸3-3能通過連桿3-2控制襟翼2伸出在機(jī)翼1-2外的寬度。本處只舉此 種液壓傳動(dòng)的例子，實(shí)際應(yīng)用中可以不限于此例，比如還可以使用機(jī)械傳動(dòng)的 方式控制襟翼2的伸縮。本實(shí)施方式還可以包括把液態(tài)氧等助燃劑經(jīng)氣化加壓注入渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒 室的助燃系統(tǒng)。無人駕駛飛機(jī)具有飛行高度、飛行速度、飛行姿態(tài)、飛行航向、飛機(jī)定位、 大氣壓力、空氣密度、風(fēng)速等各種檢測儀器和系統(tǒng)，能夠自動(dòng)繪制三維航空?qǐng)D， 和飛行情況一起遠(yuǎn)傳到地面站與航控中心。無人駕駛飛機(jī)內(nèi)部的自動(dòng)控制系統(tǒng)能 設(shè)置起飛、升空、巡航和降落等過程的自動(dòng)駕駛的控制程序并完成控制，無人駕 駛飛機(jī)能檢測發(fā)動(dòng)機(jī)工作情況，如主軸轉(zhuǎn)數(shù)、溫度，燃料使用情況等并輸送給自 動(dòng)控制系統(tǒng)。無人駕駛飛機(jī)具有人工控制系統(tǒng)，以備地面站人員判斷和變更并完 成地面人員手動(dòng)控制。以上所述都是現(xiàn)有無人駕駛飛機(jī)都能實(shí)現(xiàn)的功能，屬于已 有技術(shù)。
具體實(shí)施方式
二下面結(jié)合圖9至圖12具體說明本實(shí)施方式。本實(shí)施方式 與實(shí)施方式一的不同之處是機(jī)身由前機(jī)身1-1-1、左側(cè)機(jī)身卜卜2和右側(cè)機(jī)身 1-1-3組成，前機(jī)身1-1-1連接在機(jī)翼1-2的中間處，左側(cè)機(jī)身1-1-2的一端和 右側(cè)機(jī)身1-1-3的一端均勻分布在前機(jī)身1-1-1的兩側(cè)并固定在機(jī)翼1-2上， 左側(cè)機(jī)身1-1-2的另一端和右側(cè)機(jī)身1-1-3的另一端都固定在垂直尾翼1-3上。 如此設(shè)置，形成了整體框架結(jié)構(gòu)的雙機(jī)身，提高了機(jī)身的強(qiáng)度。
權(quán)利要求
1. 超高空低速定位飛行無人駕駛飛機(jī)，它包括無人駕駛飛機(jī)本體，所述無人駕駛飛機(jī)本體包括機(jī)身(1-1)、機(jī)翼(1-2)、垂直尾翼(1-3)、水平尾翼(1-4)、渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)(1-5)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒，其特征在于它還包括襟翼(2)和襟翼伸縮控制裝置(3)，襟翼(2)沿機(jī)翼(1-2)的長度方向設(shè)置并通過機(jī)翼(1-2)后部的長槽插在機(jī)翼(1-2)中，襟翼伸縮控制裝置(3)設(shè)置在機(jī)翼(1-2)中并與襟翼(2)相連接以控制襟翼(2)伸出在機(jī)翼(1-2)外的寬度，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的前端部由三塊均等的筒片(1-6-1)圍成，筒片(1-6-1)的后端鉸接在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的筒體(1-6-2)上，筒片(1-6-1)的外圓表面上通過鉸接桿(1-6-3)連接在液壓缸(1-6-4)的活塞桿上，液壓缸(1-6-4)固定在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的筒體(1-6-2)上，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)(1-5)的水平位置低于水平尾翼(1-4)的水平位置。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的超高空低速定位飛行無人駕駛飛機(jī)，其特征在于 機(jī)身由前機(jī)身(1-1-1)、左側(cè)機(jī)身(1-1-2)和右側(cè)機(jī)身(1-1-3)組成，前機(jī) 身(1_1-1)連接在機(jī)翼(1-2)的中間處，左側(cè)機(jī)身(1-1-2)的一端和右側(cè)機(jī) 身(1-1-3)的一端均勻分布在前機(jī)身(1-1-1)的兩側(cè)并固定在機(jī)翼(1-2)上， 左側(cè)機(jī)身(1-1-2)的另一端和右側(cè)機(jī)身(1-1-3)的另一端都固定在垂直尾翼(l-3)上。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的超高空低速定位飛行無人駕駛飛機(jī)，其特征 在于它還包括把液態(tài)氧等助燃劑經(jīng)氣化加壓注入渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的助燃系 統(tǒng)。
全文摘要
超高空低速定位飛行無人駕駛飛機(jī)，本發(fā)明涉及一種用于承載無線移動(dòng)通訊基站的超高空飛行無人駕駛飛機(jī)。它克服了亞音速或超音速無人機(jī)因其速度太快不適合作為空中無線移動(dòng)通訊基站承載平臺(tái)的缺陷。本發(fā)明包括無人駕駛飛機(jī)本體，它還包括襟翼和襟翼伸縮控制裝置，襟翼沿機(jī)翼的長度方向設(shè)置并通過機(jī)翼后部的長槽插在機(jī)翼中，襟翼伸縮控制裝置設(shè)置在機(jī)翼中并與襟翼相連接以控制襟翼伸出在機(jī)翼外的寬度，襟翼相當(dāng)于把機(jī)翼面積擴(kuò)大了30％至45％，在同等飛行速度下提高了飛機(jī)的舉升力，因此允許大大調(diào)低飛機(jī)的飛行速度。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣筒的前端部能夠擴(kuò)大，使渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣量大幅增加，把液態(tài)氧等助燃劑經(jīng)氣化加壓注入渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室，以應(yīng)付超高空空氣量稀薄的惡劣條件。
文檔編號(hào)A63H27/00GK101264795SQ20071007189
公開日2008年9月17日 申請(qǐng)日期2007年3月16日 優(yōu)先權(quán)日2007年3月16日
發(fā)明者升 王, 王存孝, 王寶龍 申請(qǐng)人:王存孝