一種升浮一體式垂直起降通用飛行器的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及現(xiàn)代航空航天領(lǐng)域，具體為一種升浮一體式垂直起降通用飛行器。
【背景技術(shù)】
[0002] 為了保持飛行器在空中的基本飛行，人們一般通過(guò)大氣的浮力和升力來(lái)平衡重 力。對(duì)于飛艇、熱氣球等主要依靠浮力平衡重力的飛行器而言，具有簡(jiǎn)單起降、空中懸停、滯 空久、全天候和多用途等特點(diǎn)，但純浮力飛行器的升空原理主要是在浮力體內(nèi)部充滿比空 氣更輕的氣體形成浮力，由于空氣密度較小，單純依靠浮力的飛行器尺寸巨大，而巨大的尺 寸會(huì)超過(guò)材料張力的極限所以，不僅大尺寸浮力飛行器制造困難，而且表面柔性材料本身 也對(duì)其尺寸有很大的約束。由于航空技術(shù)、制造技術(shù)以及材料和工藝水平有限，以及相比飛 機(jī)又沒(méi)有速度優(yōu)勢(shì)，其發(fā)展近些年來(lái)受到了局限；對(duì)于飛機(jī)等有翼飛行器，機(jī)翼的升力主要 用來(lái)平衡重力，雖然飛行速度上具有優(yōu)勢(shì)，但面臨著對(duì)起降場(chǎng)地要求高、經(jīng)濟(jì)效率偏低，以 及結(jié)構(gòu)尺寸和機(jī)體重量大、不便運(yùn)輸?shù)忍攸c(diǎn)，特別是復(fù)雜地形條件下的起飛著陸階段，飛行 條件要求較為苛刻，存在著能否保證平穩(wěn)降落的飛行安全等諸多問(wèn)題，難以滿足靈活多變 戰(zhàn)術(shù)防御思想的要求。
[0003] 事實(shí)上，無(wú)論作為民用的運(yùn)輸觀光、還是軍用的預(yù)警巡邏，飛行器必然會(huì)有一定的 速度，所以，利用相對(duì)氣流速度產(chǎn)生空氣動(dòng)力學(xué)升力來(lái)彌補(bǔ)浮力的不足和增加飛行高度的 飛行器受到了極大關(guān)注，將浮力體與氣動(dòng)體揉合在一起，充分利用靜升力飛行器和動(dòng)升力 飛行器的優(yōu)點(diǎn)，在幾何尺寸增加不多的情況下，發(fā)揮浮力體與升力體共同的優(yōu)勢(shì)，一方面可 以在起飛著陸階段通過(guò)飛行器自身的浮力平衡一部分重力，從而有效減小起降階段所需的 飛行速度，進(jìn)一步降低對(duì)起降場(chǎng)地的諸多要求和潛在的飛行風(fēng)險(xiǎn)，另一方面，在巡航階段， 又可以提供較常規(guī)飛艇數(shù)倍至數(shù)十倍的有效載荷，實(shí)現(xiàn)較高的飛行速度和經(jīng)濟(jì)效率，以及 良好的操控性能。
[0004] 浮升一體化飛行器既要能產(chǎn)生一定的動(dòng)升力，同時(shí)阻力較小，具有低速情況下的 高升阻比、高浮力體積效率的氣動(dòng)布局形式。為了達(dá)到這一目的，一方面應(yīng)該尋求具有較高 體積效率的氣動(dòng)外形，即在單位表面積下具有較大的容積，另一方面，有效地利用氣流速度 產(chǎn)生的空氣動(dòng)力學(xué)升力也是增加總升力和飛行高度的有效途徑。由此可見(jiàn)，開(kāi)發(fā)既有較高 的內(nèi)部容積、又有高氣動(dòng)效率的浮升一體化垂直起降飛行器氣動(dòng)布局對(duì)高空信息平臺(tái)的發(fā) 展具有重要的學(xué)術(shù)研究和工程應(yīng)用價(jià)值。
[0005] 近年來(lái)，研究者對(duì)升浮一體式飛行器進(jìn)行了較為詳盡的探索，但優(yōu)化后的升浮一 體式飛行器仍然沒(méi)有擺脫飛艇的傳統(tǒng)氣動(dòng)構(gòu)型，即使用橢球型浮力體，并將與剛性機(jī)翼的 結(jié)合。在飛行過(guò)程中，機(jī)身提供浮力和一部分氣動(dòng)升力，機(jī)翼提供主要的氣動(dòng)升力。誠(chéng)然， 球體是體積效率最大的幾何外形，橢球型構(gòu)型是在妥協(xié)了空氣動(dòng)力阻力后的優(yōu)化結(jié)果，但 其巨大的阻力依然讓人難以接受。
[0006] 此外，對(duì)于傳統(tǒng)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器，在起降階段發(fā)動(dòng)機(jī)推力需要克服飛行重力而工 作在最大功耗狀態(tài)，耗油量驚人，影響了飛行器巡航性能。如何降低常規(guī)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在 起飛著陸階段的功耗問(wèn)題也是未來(lái)研究發(fā)展的方向。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的阻力大和能耗高的不足，本發(fā)明提出了一種升浮一體式 垂直起降通用飛行器。
[0008] 本發(fā)明包括左機(jī)身、右機(jī)身、中央機(jī)身、前排翼、后排翼、尾撐、雙垂尾、平尾、旋翼、 兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和兩套傾轉(zhuǎn)旋翼式動(dòng)力系統(tǒng)。其中：中央 機(jī)身位于后排翼前緣中間位置；左機(jī)身和右機(jī)身分別位于排翼兩端的翼梢處。左機(jī)身和右 機(jī)身向前伸出，使左機(jī)身頭部最前端和右機(jī)身頭部最前端分別與前排翼前緣之間有2m的 距離。兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)分別安裝在左機(jī)身和右機(jī)身內(nèi)側(cè)。左機(jī)身和右機(jī)身的后端均有向后延伸 出的尾撐，該尾撐的長(zhǎng)度為9m，并且該尾撐向上翹起，使尾撐與機(jī)身縱向軸線之間有15° 的夾角。飛行器采用雙垂尾布局，升降舵和方向舵分別設(shè)置在平尾和垂尾上；起落架為前三 點(diǎn)式，主起落架分別位于左機(jī)身和右機(jī)身下部，前起落架位于中央機(jī)身前部。起落架主輪距 22. 2m，縱向輪距3. 9m。
[0009] 所述雙垂尾和平尾依靠尾撐與左機(jī)身和右機(jī)身相連，垂尾上布置方向舵，平尾上 布置升降舵。所述升降舵弦長(zhǎng)為平尾弦長(zhǎng)的50% ;所述方向舵弦長(zhǎng)為垂尾弦長(zhǎng)的40%。
[0010] 兩套傾轉(zhuǎn)旋翼式動(dòng)力系統(tǒng)分別安裝在左機(jī)身前部和右機(jī)身前部。傾轉(zhuǎn)軸的中軸線 始終與機(jī)身的軸線相互垂直，且距左機(jī)身或右機(jī)身頭部最前端〇. 4m。兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)分別左發(fā) 動(dòng)機(jī)和右發(fā)動(dòng)機(jī)；所述各發(fā)動(dòng)機(jī)與傾轉(zhuǎn)軸相連，傾轉(zhuǎn)軸通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)重心。所述左發(fā)動(dòng)機(jī)軸線 與右發(fā)動(dòng)機(jī)軸線之間的間距為21m。垂直起降階段，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)至與機(jī)身軸線垂直的位置，提 供升力；水平飛行階段，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)至水平位置，提供推力。
[0011] 所述充氣式雙層排翼的展長(zhǎng)為22m，弦長(zhǎng)為4m，后排翼5前緣位于前排翼前緣后下 方3. 2m，并且該后排翼距前排翼之間的垂直間距為1. 2m。所述各機(jī)翼的安裝角均為0°。 [0012] 所述充氣式雙層排翼為半硬式充氣結(jié)構(gòu)，中央翼梁分別與左機(jī)身和右機(jī)身連接， 機(jī)翼內(nèi)布置多個(gè)翼肋，通過(guò)翼肋將機(jī)翼內(nèi)隔開(kāi)成多個(gè)氣室，每個(gè)氣室內(nèi)均有一個(gè)保型氣囊， 氣囊內(nèi)充滿氦氣，以保持氣囊內(nèi)部壓力大于環(huán)境壓力500Pa。氣囊的充/放氣管道從中央翼 梁內(nèi)部穿過(guò)，一側(cè)與各個(gè)氣囊連接，另一側(cè)與左機(jī)身或右機(jī)身的氣栗連接，通過(guò)氣栗對(duì)氣囊 進(jìn)行充放氣。
[0013] 所述中央機(jī)身位于后排翼前緣，中央機(jī)身頭部最前端與后排翼前緣之間有1. 477m 的距離。中央機(jī)身通過(guò)后機(jī)身壁板與中央翼梁、長(zhǎng)桁相連。
[0014] 所述中央機(jī)身的幾何形狀由控制面上的樣條曲線來(lái)約束，樣條曲線由控制坐標(biāo)點(diǎn) 來(lái)約束，并分別通過(guò)插值獲得機(jī)身曲面。所述中央機(jī)身的設(shè)計(jì)控制面為xzl，i = 1、2、3、4、 5、6 ;\為中央機(jī)身的縱向坐標(biāo)，下標(biāo)i表示各控制面的編號(hào)。
[0015] 表1為中央機(jī)身的設(shè)計(jì)控制面xzl中各控制坐標(biāo)點(diǎn)；
[0016] 表1中央機(jī)身的設(shè)計(jì)控制面xzl中各控制坐標(biāo)點(diǎn)
[0017]
[0018] 所述左機(jī)身1和右機(jī)身2為對(duì)稱設(shè)計(jì)。所述機(jī)身的幾何形狀由控制面上的樣條曲 線來(lái)約束，樣條曲線由控制坐標(biāo)點(diǎn)來(lái)約束，并分別通過(guò)插值獲得機(jī)身曲面。機(jī)身的設(shè)計(jì)控制 面為x# j = 1、2、3、4、5、6 為所述左機(jī)身和右機(jī)身的縱向坐標(biāo)，下標(biāo)j表示各控制面的 編號(hào)。
[0019] 表2為機(jī)身的設(shè)計(jì)控制面^中各控制坐標(biāo)點(diǎn)；
[0020] 表2左機(jī)身和右機(jī)身的設(shè)計(jì)控制面&中各控制坐標(biāo)點(diǎn)
[0023] 本發(fā)明的總體設(shè)計(jì)思路是結(jié)合充氣式雙層排翼和傾轉(zhuǎn)旋翼式動(dòng)力系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)垂直 起降，克服普通傾轉(zhuǎn)旋翼式垂直起降飛行器在起飛著陸階段功耗較大的缺點(diǎn)，具有較高的 可操縱性、經(jīng)濟(jì)型和安全性。且相比于傳統(tǒng)升浮一體式飛行器，由于該飛行器阻力較低，可 在較低能耗下提高飛行速度。所述升浮一體式飛行器在垂直起飛階段，由充氣式雙層排翼 和旋翼共同提供升力，通過(guò)設(shè)計(jì)，最大起飛重量時(shí)，充氣式雙層排翼所產(chǎn)生的浮力可為飛行 器提供50%以上的升力，即發(fā)動(dòng)機(jī)僅需提供最大起飛重量一半的推力即可使飛行器垂直起 降，這不僅減少了油耗，同時(shí)降低了發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)重量，增加了飛行器航程，降低了飛行器的 制造成本和使用成本。所述升浮一體式飛行器可通過(guò)調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)傾轉(zhuǎn)角來(lái)實(shí)現(xiàn)推力矢量的 變化，可在低速下靈活地進(jìn)行俯仰操縱，且通過(guò)調(diào)節(jié)單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速的變化，在低速下靈活 地進(jìn)行偏航操縱，可操縱性較強(qiáng)。此外，所述升浮一體式飛行器巡航速度較低，且浮力克服 了大量重力，經(jīng)過(guò)數(shù)值模擬，該飛行器幾乎沒(méi)有失速迎角，因此具有較高的安全性能。
[0024] 所述升浮一體式飛行器在垂直起降階段外觀圖如圖1所示，平飛階段外觀圖如圖 2所示。
[0025] 所述升浮一體式飛行器包括充氣式雙層排翼、三機(jī)身、兩套傾轉(zhuǎn)旋翼式動(dòng)力系統(tǒng)、 尾撐、雙垂尾和平尾。所述升浮一體式飛行器以雙層排式機(jī)翼作為主體，三機(jī)身布局；中央 機(jī)身位于后排翼前緣中間位置；左機(jī)身和右機(jī)身分別位于排翼兩端翼梢處；為兼顧垂直起 降狀態(tài)和水平飛行狀態(tài)縱向配平，左機(jī)身和右機(jī)身向前伸出；兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)分別安裝在左機(jī) 身和右機(jī)身內(nèi)側(cè)，可實(shí)現(xiàn)水平和垂直傾轉(zhuǎn)，以滿足不同的飛行狀態(tài)；由左右兩側(cè)雙機(jī)身向后 延伸出雙尾撐，以承擔(dān)尾翼結(jié)構(gòu)；為避開(kāi)排翼尾渦，提高操縱效率，尾撐向上翹起；飛行器 采用雙垂尾布局，升降舵和方向舵分別設(shè)置在平尾和垂尾上；起落架為前三點(diǎn)式，主起落架 分別位于左機(jī)身和右機(jī)身下部，前起落架位于中央機(jī)身前部。<