具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺的制作方法
【專利摘要】一種具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，包括殼體、垂直翼、水平翼、前轉(zhuǎn)盤和后轉(zhuǎn)盤。兩個垂直翼對稱的安裝在所述殼體圓周表面的垂直對稱面上，并能夠做?5°～10°旋轉(zhuǎn)；兩個水平翼對稱的安裝在所述殼體圓周表面的水平對稱面上。前轉(zhuǎn)盤和后轉(zhuǎn)盤分別位于的頭部和尾部。位于飛機左側(cè)的安裝平臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的左側(cè)，位于飛機右側(cè)的安裝平臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的右側(cè)。所述殼體、前轉(zhuǎn)軸與后轉(zhuǎn)軸三者同軸。本發(fā)明中兩個拖曳體在飛行過程中向兩側(cè)張開，擴大了探測器的探測范圍，并避免在飛行過程中的相互碰撞和探測器的信號的相互干擾，減小拖曳體在飛行過程中的晃動和擺動，提高探測的精度和作業(yè)效率。
【專利說明】
具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及航空拖曳領(lǐng)域，是一種以雙側(cè)吊掛拖曳方式，并能夠保持拖曳體靜穩(wěn) 定性的吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺。
【背景技術(shù)】
[0002] 航空拖曳是一項應用非常廣泛的技術(shù)，如拖曳靶機、直升機吊掛運輸、直升機森林 滅火、航空物探、直升機搜潛等都要應用這一技術(shù)。在拖曳過程中，被拖曳體受到來流的擾 動會發(fā)生運動，這對執(zhí)行拖曳任務的飛機和被拖曳體本身的穩(wěn)定性都是不利的，當拖曳體 不止一個時，還需要防止各拖曳體之間發(fā)生碰撞，因此必須對拖曳體的穩(wěn)定性和在空中的 位置加以控制。在國內(nèi)外的專利中有一些對多點吊掛和拖曳體穩(wěn)定性的設計。在公告號為 CN202029999U的實用新型專利中公開了一種直升機吊掛。所述的直升機多點吊掛系統(tǒng)是在 直升機下吊掛一個方形框架，在方框的四角吊掛四組貨物，但其沒有對貨物的穩(wěn)定性加以 控制，在飛行過程中也無法控制四組貨物的相對位置。在公開號為CN102874413A的發(fā)明創(chuàng) 造中提出了一種直升機吊掛的穩(wěn)定性系統(tǒng)，該系統(tǒng)在吊掛貨物的后方加裝了類似垂尾的裝 置，能夠使吊掛物產(chǎn)生航向的靜穩(wěn)定性，但是無法保證橫向的靜穩(wěn)定性。在公開號為 US2012043414A1的發(fā)明創(chuàng)造中提出了一種抑制吊掛物擺動的裝置，通過加裝反饋控制系統(tǒng) 實現(xiàn)抑制吊掛物的擺動，而且只能抑制繩索的擺動，不能對吊掛物本身的姿態(tài)加以控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的吊掛物的靜穩(wěn)定性較差，不能控制吊掛物姿態(tài)的不足， 本發(fā)明提出了一種具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺。
[0004] 本發(fā)明包括殼體、垂直翼、水平翼、前轉(zhuǎn)盤和后轉(zhuǎn)盤，其中：所述的垂直翼有兩個， 對稱的安裝在所述殼體圓周表面的垂直對稱面上;所述的水平翼有兩個，對稱的安裝在所 述殼體圓周表面的水平對稱面上;所述前轉(zhuǎn)軸位于殼體內(nèi)頭部，并且該前轉(zhuǎn)軸的前端面與 殼體固接，該前轉(zhuǎn)軸的后端裝入前轉(zhuǎn)盤的中心孔內(nèi)；所述后轉(zhuǎn)軸位于殼體內(nèi)尾部，并且該后 轉(zhuǎn)軸的后端面與殼體固接;后轉(zhuǎn)盤套裝在所述后轉(zhuǎn)軸上。該垂直翼為全動翼面，通過轉(zhuǎn)軸與 殼體連接;所述轉(zhuǎn)軸位于該垂直翼翼根的1/4弦長處;該垂直翼面繞該轉(zhuǎn)軸做-5°~10°旋 轉(zhuǎn)。在安裝所述垂直翼時，位于飛機左側(cè)的安裝平臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的左側(cè)，位 于飛機右側(cè)的安裝平臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的右側(cè)。所述殼體、前轉(zhuǎn)軸與后轉(zhuǎn)軸三 者同軸。
[0005] 所述的殼體采用組合形式的旋成體，由前段與后段組成。該殼體的頭部為半橢球 體。
[0006] 所述水平翼采用無后掠的矩形翼面，上反角為5°，安裝角為0° ;翼型采用NACA012 翼型;水平翼的展弦比為〇. 25;該水平翼前緣位于所述殼體軸向長度35~40 %處。
[0007] 所述垂直翼采用無后掠的矩形翼面，翼型采用NACA2410翼型；垂直翼的展弦比為 0.25;該垂直翼前緣的位置與所述水平翼的軸向位置相同。
[0008] 所述前轉(zhuǎn)盤的前端面位于所述殼體軸向長度的25.6%處;所述后轉(zhuǎn)盤的前端面位 于所述殼體軸向長度89.7%處。所述前轉(zhuǎn)盤的外徑和后轉(zhuǎn)盤的外徑均略小于殼體內(nèi)徑保證 其能夠在殼體內(nèi)部自由轉(zhuǎn)動。在所述前轉(zhuǎn)盤的圓周表面和后轉(zhuǎn)盤的圓周表面固定有用于連 接繩索的繩索鉤。
[0009] 所述的安裝平臺有兩個，通過繩索分別吊掛在直升機的兩側(cè)。
[0010] 在航空磁探測中，希望同時使用多個探測器以增大探測范圍，同時保證各拖曳體 之間不發(fā)生碰撞，拖繩之間不發(fā)生纏繞，這就必須對吊掛的探測器的位置進行控制，使其能 夠覆蓋更大的探測范圍。同時，僅保證航向的穩(wěn)定性是不夠的，要使拖曳體不發(fā)生反轉(zhuǎn)，還 必須為其提供縱向和橫向的穩(wěn)定性。
[0011] 在本發(fā)明中，直升機下方安吊掛兩個探測器，探測器裝在采用半橢球和圓柱體結(jié) 合外形的拖曳體中，拖曳體有一對水平翼和一對垂直翼。水平翼采用無后掠的矩形翼面，有 一定的上反角，為拖曳體提供橫向靜穩(wěn)定性。為了使拖曳體在巡航時能夠向直升機的兩側(cè) 拉開，垂直翼必須提供向外側(cè)的氣動力。因此，垂直翼使用有升力的低速翼型，采用全動翼 面，翼面平面形狀為矩形。水平翼和垂直翼都采用較小展弦比的翼面，使得翼面壓力中心的 位置盡量靠近殼體軸線，減小滾轉(zhuǎn)力矩。水平翼的翼型和軸向安裝位置的選擇保證翼面的 氣動中心的軸向位置位于拖曳體的重心軸向位置之后，保證拖曳體的縱向靜穩(wěn)定性。拖曳 體用2條繩索與直升機相連，繩索鉤掛點的軸向位置對稱地布置在拖曳體重心軸向位置的 前后兩側(cè)。繩索鉤掛點的位置在周向上是可調(diào)的，以保證繩索拉力的作用線能夠穿過拖曳 體的軸線。鉤掛點調(diào)節(jié)裝置為一個安裝在固定軸承上的轉(zhuǎn)盤，轉(zhuǎn)盤能夠繞軸承進行旋轉(zhuǎn)。前 后鉤掛點調(diào)節(jié)裝置是相互獨立的，能夠相互獨立工作。
[0012] 本發(fā)明取得的有益效果是：
[0013] 第一，兩個拖曳體在飛行過程中能夠向兩側(cè)張開，能夠避免兩個拖曳體在飛行過 程中發(fā)生相互碰撞，同時在飛行中保證兩個拖曳體中探測器之間有足夠的距離，避免探測 器的信號發(fā)生相互干擾
[0014] 第二，兩個拖曳體在飛行過程中保持張開，能夠使其覆蓋的探測范圍變大，兩個拖 曳體之間的水平距離能夠根據(jù)飛行速度和垂直尾翼的偏角進行調(diào)節(jié)。設飛行時的速度為 V~，來流的密度為P~，垂直翼的升力線息率為Cu，垂直翼偏角為a，單個垂直翼的面積為S，拖 曳體和裝入其中的探測器的總質(zhì)量為m，吊掛使用的繩索的長度為1，則根據(jù)受力平衡原理， 飛行時拖曳繩索和水平方向的夾角@為：
[0016] 則兩個拖曳體之間的水平距離d為，
[0017] 4 - 2/gos^?
[0018] 第三，拖曳體的水平翼具有5°的上反角，可以保證拖曳體在橫向具有滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定 性。其原理為:具有上反角的翼面，當拖曳體向左發(fā)生滾轉(zhuǎn)時，左翼面產(chǎn)生的氣動力的水平 分量減少，豎直分量增加，右翼面產(chǎn)生的氣動力的水平分量增加，豎直分量減少，此時左翼 面上的升力大于右翼面的升力，使拖曳體產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩，迫使拖曳體向右滾轉(zhuǎn)，恢復 到初始的姿態(tài)。
[0019] 第四，拖曳體水平翼的軸向安裝位置保證了整體俯仰氣動中心在重心之后，使拖 曳體具有縱向靜穩(wěn)定性。其原理為:經(jīng)過CFD計算，當飛行速度在lOOkm/h到200km/h之間時， 拖曳體的俯仰氣動中心位于距最前端2962.5mm到3002. Omm之間，靜穩(wěn)定裕度在25.3 %到 26.0%之間，有足夠的靜穩(wěn)定裕度，且氣動中心的位置變化小。當拖曳體抬頭時，水平翼的 迎角增大，產(chǎn)生的升力增大，根據(jù)空氣動力學的理論可知，升力的增量作用于氣動中心上， 而氣動中心位于重心之后，此時升力的增量產(chǎn)生低頭力矩，迫使拖曳體低頭，恢復到初始的 姿態(tài)。
[0020] 第五，拖曳體垂直翼的軸向安裝位置保證了整體偏航氣動中心在重心之后，使拖 曳體具有航向靜穩(wěn)定性。其原理為:經(jīng)過CFD計算，當飛行速度在100km/h到200km/h之間時， 拖曳體的偏航氣動中心位于距最前端2962.5mm到3029.6mm之間，靜穩(wěn)定裕度在25.3 %到 26.7%之間，有足夠的靜穩(wěn)定裕度，且氣動中心的位置變化小，并且與俯仰氣動中心很靠 近。當拖曳體發(fā)生向左的偏航時，垂直翼上產(chǎn)生向左的橫向力增量，此增量作用于偏航氣動 中心處，由于偏航氣動中心位于重心之后，橫向力增量產(chǎn)生向右的偏航力矩，迫使拖曳體向 右偏航，恢復到初始的姿態(tài)。
[0021] 第六，根據(jù)以上五條產(chǎn)生的效果，能夠減小拖曳體在飛行過程中的晃動和擺動，有 利于減小探測器的探測噪聲，提高探測的精度，同時提高探測器的作用范圍和信號強度，提 高作業(yè)效率。
【附圖說明】
[0022] 圖1是本發(fā)明的安裝平臺在執(zhí)行拖曳直升機上的安裝位置示意圖。
[0023]圖2是殼體的結(jié)構(gòu)不意圖；其中：圖2a是主視圖，圖2b是左視圖。
[0024]圖3是殼體的結(jié)構(gòu)不意圖；其中：圖3a是主視圖，圖3b是圖3a的A_A向視圖。
[0025]圖中：1.直升機，2.繩索，3.殼體，4.垂直翼，5.水平翼，6.前轉(zhuǎn)盤，7.后轉(zhuǎn)盤，8.前 轉(zhuǎn)軸，9.后轉(zhuǎn)軸，10.繩索鉤掛點。
【具體實施方式】
[0026] 本實施例是一種具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)的安裝平臺，該安 裝平臺有兩個。如圖1所示，兩個安裝平臺的殼體通過繩索分別吊掛在直升機的兩側(cè)。
[0027] 所述安裝平臺包括殼體3、垂直翼4、水平翼5、前轉(zhuǎn)盤6和后轉(zhuǎn)盤7，其中：所述的垂 直翼4有兩個，對稱的安裝在所述殼體3圓周表面的縱向?qū)ΨQ面上;所述的水平翼5有兩個， 對稱的安裝在所述殼體3圓周表面的水平對稱面上;在所述殼體內(nèi)的頭部有前轉(zhuǎn)軸8，在該 前轉(zhuǎn)軸8上套裝有前轉(zhuǎn)盤6;在所述殼體內(nèi)的尾部有后轉(zhuǎn)軸9在該后轉(zhuǎn)軸9上套裝有后轉(zhuǎn)盤7。
[0028] 如圖2所示，本實施例中的殼體采用組合形式的旋成體，由前段與后段組成，以方 便在該殼體中放置探測設備。將所述前段與后段搭接后通過螺釘固定。組合后的殼體的頭 部為半橢球體，橢球體半長軸的長度為1000mm，半短軸的長度為500mm;該殼體的中部為等 徑筒段，該等徑筒段的外徑為1000mm，長度為2500mm;該殼體的尾部為半橢球體，半長軸的 長度為400mm，半短軸的長度為500mm。
[0029] 所述水平翼采用無后掠的矩形翼面，對稱的固定安裝在殼體的兩側(cè)。所述水平翼 的上反角為5°，安裝角為0°，翼型采用NACA012翼型，水平翼的展弦比為0.25;該水平翼前緣 位于所述殼體軸向長度35~40%處。本實施例中，弦長為2000mm，單翼的展長為500mm。該水 平翼前緣距離殼體最前端的軸向距離為1500mm，位于所述殼體軸向長度38.5%處。
[0030] 所述垂直翼采用無后掠的矩形翼面，翼型采用NACA2410翼型，對稱安裝在所述殼 體上表面和下表面。所述垂直翼的展弦比為0.25;該垂直翼前緣的位置與所述水平翼的軸 向位置相同。本實施例中，所述垂直翼的弦長為2000mm，單翼的展長為500mm，該垂直翼的前 緣距離殼體最前端的軸向距離為1500mm。
[0031] 該垂直翼為全動翼面，通過轉(zhuǎn)軸與殼體連接。所述轉(zhuǎn)軸位于該垂直翼翼根剖面1/4 弦長處。該垂直翼繞該轉(zhuǎn)軸在-5°~10°之間旋轉(zhuǎn)。在安裝所述垂直翼時，位于飛機左側(cè)的安 裝平臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的左側(cè)，位于飛機右側(cè)的安裝平臺的垂直翼的上翼面朝 向殼體的右側(cè)。
[0032] 如圖3所示。所述前轉(zhuǎn)盤的前端面位于所述殼體軸向長度的25.6%處;所述后轉(zhuǎn)盤 的前端面位于所述殼體軸向長度89.7%處。所述前轉(zhuǎn)盤的外徑和后轉(zhuǎn)盤的外徑均略小于殼 體內(nèi)徑保證其能夠在殼體內(nèi)部自由轉(zhuǎn)動。在所述前轉(zhuǎn)盤的圓周表面和后轉(zhuǎn)盤的圓周表面固 定有用于連接繩索的繩索鉤。
[0033]本實施例中，前轉(zhuǎn)盤6位于距離殼體頭部最前端1000mm處，轉(zhuǎn)盤厚50mm，安裝在前 轉(zhuǎn)軸8上。所述前轉(zhuǎn)軸8的前端面與殼體3固接。后轉(zhuǎn)盤7位于距離頭部前端3500mm處，轉(zhuǎn)盤厚 50mm，安裝在后轉(zhuǎn)軸9上。所述后轉(zhuǎn)軸9與殼體3固接。所述殼體、前轉(zhuǎn)軸與后轉(zhuǎn)軸三者的軸線 重合。
[0034]所述前轉(zhuǎn)盤6的外徑和后轉(zhuǎn)盤7的外徑均略小于殼體3內(nèi)徑，保證其能夠在殼體3內(nèi) 部自由轉(zhuǎn)動。前轉(zhuǎn)軸8和后轉(zhuǎn)軸9的直徑保證其強度須足以支撐各轉(zhuǎn)盤。繩索鉤10固定在所 述前轉(zhuǎn)盤的圓周表面和后轉(zhuǎn)盤的圓周表面，用于連接繩索2。
[0035] 根據(jù)CFD計算的結(jié)果，采用本實施例，當飛行速度在100km/h到200km/h之間時，探 測器的縱向靜穩(wěn)定裕度在25.3 %到26.0 %之間，航向靜穩(wěn)定裕度在25.3 %到26.7 %之間， 計算的結(jié)果表明探測器具有很強的靜穩(wěn)定性。
【主權(quán)項】
1. 一種具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，其特征在于，包括殼 體、垂直翼、水平翼、前轉(zhuǎn)盤和后轉(zhuǎn)盤，其中：所述的垂直翼有兩個，對稱的安裝在所述殼體 圓周表面的垂直對稱面上;所述的水平翼有兩個，對稱的安裝在所述殼體圓周表面的水平 對稱面上;所述前轉(zhuǎn)軸位于殼體內(nèi)頭部，并且該前轉(zhuǎn)軸的前端面與殼體固接，該前轉(zhuǎn)軸的后 端裝入前轉(zhuǎn)盤的中心孔內(nèi)；所述后轉(zhuǎn)軸位于殼體內(nèi)尾部，并且該后轉(zhuǎn)軸的后端面與殼體固 接;后轉(zhuǎn)盤套裝在所述后轉(zhuǎn)軸上;該垂直翼為全動翼面，通過轉(zhuǎn)軸與殼體連接;所述轉(zhuǎn)軸位 于該垂直翼翼根的1/4弦長處；該垂直翼面繞該轉(zhuǎn)軸做-5°~10°旋轉(zhuǎn)；在安裝所述垂直翼 時，位于飛機左側(cè)的安裝平臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的左側(cè)，位于飛機右側(cè)的安裝平 臺的垂直翼的上翼面朝向殼體的右側(cè);所述殼體、前轉(zhuǎn)軸與后轉(zhuǎn)軸三者同軸。2. 如權(quán)利要求1所述具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，其特征 在于，所述的殼體采用組合形式的旋成體，由前段與后段組成;該殼體的頭部為半橢球體。3. 如權(quán)利要求1所述具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，其特征 在于，所述水平翼采用無后掠的矩形翼面，上反角為5°，安裝角為0° ;翼型采用NACA012翼 型;水平翼的展弦比為〇. 25;該水平翼前緣位于所述殼體軸向長度35~40%處。4. 如權(quán)利要求1所述具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，其特征 在于，所述垂直翼采用無后掠的矩形翼面，翼型采用NACA2410翼型；垂直翼的展弦比為 0.25;該垂直翼前緣的位置與所述水平翼的軸向位置相同。5. 如權(quán)利要求1所述具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，其特征 在于，所述前轉(zhuǎn)盤的前端面位于所述殼體軸向長度的25.6%處;所述后轉(zhuǎn)盤的前端面位于 所述殼體軸向長度89.7%處;所述前轉(zhuǎn)盤的外徑和后轉(zhuǎn)盤的外徑均略小于殼體內(nèi)徑保證其 能夠在殼體內(nèi)部自由轉(zhuǎn)動;在所述前轉(zhuǎn)盤的圓周表面和后轉(zhuǎn)盤的圓周表面固定有用于連接 繩索的繩索鉤。6. 如權(quán)利要求1所述具有三向靜穩(wěn)定性的直升機雙側(cè)吊掛探測系統(tǒng)安裝平臺，其特征 在于，所述的安裝平臺有兩個，通過繩索分別吊掛在直升機的兩側(cè)。
【文檔編號】B64D47/00GK105882989SQ201610302232
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年5月9日
【發(fā)明人】史愛明, 秦之軒, 李斌, 王金洪
【申請人】西北工業(yè)大學