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，人們一般通過大氣的浮力和升力來平衡重 力。對于飛艇、熱氣球等主要依靠浮力平衡重力的飛行器而言，具有簡單起降、空中懸停、滯 空久、全天候和多用途等特點，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 寸會超過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 機又沒有速度優(yōu)勢，其發(fā)展近些年來受到了局限；對于飛機等有翼飛行器，機翼的升力主要 用來平衡重力，雖然飛行速度上具有優(yōu)勢，但面臨著對起降場地要求高、經(jīng)濟效率偏低，以 及結(jié)構(gòu)尺寸和機體重量大、不便運輸?shù)忍攸c，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題，難以滿足靈活多變 戰(zhàn)術(shù)防御思想的要求。
[0003] 事實上，無論作為民用的運輸觀光、還是軍用的預(yù)警巡邏，飛行器必然會有一定的 速度，所以，利用相對氣流速度產(chǎn)生空氣動力學(xué)升力來彌補浮力的不足和增加飛行高度的 飛行器受到了極大關(guān)注，將浮力體與氣動體揉合在一起，充分利用靜升力飛行器和動升力 飛行器的優(yōu)點，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，一方面可 以在起飛著陸階段通過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，進一步降低對起降場地的諸多要求和潛在的飛行風(fēng)險，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，實現(xiàn)較高的飛行速度和經(jīng)濟效率，以及 良好的操控性能。
[0004] 浮升一體化飛行器既要能產(chǎn)生一定的動升力，同時阻力較小，具有低速情況下的 高升阻比、高浮力體積效率的氣動布局形式。為了達到這一目的，一方面應(yīng)該尋求具有較高 體積效率的氣動外形，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，開發(fā)既有較高 的內(nèi)部容積、又有高氣動效率的浮升一體化垂直起降飛行器氣動布局對高空信息平臺的發(fā) 展具有重要的學(xué)術(shù)研究和工程應(yīng)用價值。
[0005] 近年來，研究者對升浮一體式飛行器進行了較為詳盡的探索，但優(yōu)化后的升浮一 體式飛行器仍然沒有擺脫飛艇的傳統(tǒng)氣動構(gòu)型，即使用橢球型浮力體，并將與剛性機翼的 結(jié)合。在飛行過程中，機身提供浮力和一部分氣動升力，機翼提供主要的氣動升力。誠然， 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，對于傳統(tǒng)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器，在起降階段發(fā)動機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題也是未來研究發(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)明包括左機身、右機身、中央機身、前排翼、后排翼、尾撐、雙垂尾、平尾、旋翼、 兩臺發(fā)動機、前起落架、主起落架、升降舵、方向舵和兩套傾轉(zhuǎn)旋翼式動力系統(tǒng)。其中：中央 機身位于后排翼前緣中間位置；左機身和右機身分別位于排翼兩端的翼梢處。左機身和右 機身向前伸出，使左機身頭部最前端和右機身頭部最前端分別與前排翼前緣之間有2m的 距離。兩臺發(fā)動機分別安裝在左機身和右機身內(nèi)側(cè)。左機身和右機身的后端均有向后延伸 出的尾撐，該尾撐的長度為9m，并且該尾撐向上翹起，使尾撐與機身縱向軸線之間有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 點式，主起落架分別位于左機身和右機身下部，前起落架位于中央機身前部。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身和右機身相連，垂尾上布置方向舵，平尾上 布置升降舵。所述升降舵弦長為平尾弦長的50% ;所述方向舵弦長為垂尾弦長的40%。
[0010] 兩套傾轉(zhuǎn)旋翼式動力系統(tǒng)分別安裝在左機身前部和右機身前部。傾轉(zhuǎn)軸的中軸線 始終與機身的軸線相互垂直，且距左機身或右機身頭部最前端〇. 4m。兩臺發(fā)動機分別左發(fā) 動機和右發(fā)動機；所述各發(fā)動機與傾轉(zhuǎn)軸相連，傾轉(zhuǎn)軸通過發(fā)動機重心。所述左發(fā)動機軸線 與右發(fā)動機軸線之間的間距為21m。垂直起降階段，發(fā)動機轉(zhuǎn)至與機身軸線垂直的位置，提 供升力；水平飛行階段，發(fā)動機轉(zhuǎn)至水平位置，提供推力。
[0011] 所述充氣式雙層排翼的展長為22m，弦長為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身和右機身連接， 機翼內(nèi)布置多個翼肋，通過翼肋將機翼內(nèi)隔開成多個氣室，每個氣室內(nèi)均有一個保型氣囊， 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，一側(cè)與各個氣囊連接，另一側(cè)與左機身或右機身的氣栗連接，通過氣栗對氣囊 進行充放氣。
[0013] 所述中央機身位于后排翼前緣，中央機身頭部最前端與后排翼前緣之間有1. 477m 的距離。中央機身通過后機身壁板與中央翼梁、長桁相連。
[0014] 所述中央機身的幾何形狀由控制面上的樣條曲線來約束，樣條曲線由控制坐標(biāo)點 來約束，并分別通過插值獲得機身曲面。所述中央機身的設(shè)計控制面為xzl，i = 1、2、3、4、 5、6 ;\為中央機身的縱向坐標(biāo)，下標(biāo)i表示各控制面的編號。
[0015] 表1為中央機身的設(shè)計控制面xzl中各控制坐標(biāo)點；
[0016] 表1中央機身的設(shè)計控制面xzl中各控制坐標(biāo)點
[0017]
[0018] 所述左機身1和右機身2為對稱設(shè)計。所述機身的幾何形狀由控制面上的樣條曲 線來約束，樣條曲線由控制坐標(biāo)點來約束，并分別通過插值獲得機身曲面。機身的設(shè)計控制 面為x# j = 1、2、3、4、5、6 為所述左機身和右機身的縱向坐標(biāo)，下標(biāo)j表示各控制面的 編號。
[0019] 表2為機身的設(shè)計控制面^中各控制坐標(biāo)點；
[0020] 表2左機身和右機身的設(shè)計控制面&中各控制坐標(biāo)點
[0023] 本發(fā)明的總體設(shè)計思路是結(jié)合充氣式雙層排翼和傾轉(zhuǎn)旋翼式動力系統(tǒng)，實現(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，具有較高的 可操縱性、經(jīng)濟型和安全性。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，通過設(shè)計，最大起飛重量時，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)動機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，同時降低了發(fā)動機結(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調(diào)節(jié)發(fā)動機傾轉(zhuǎn)角來實現(xiàn)推力矢量的 變化，可在低速下靈活地進行俯仰操縱，且通過調(diào)節(jié)單個發(fā)動機轉(zhuǎn)速的變化，在低速下靈活 地進行偏航操縱，可操縱性較強。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)過數(shù)值模擬，該飛行器幾乎沒有失速迎角，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、三機身、兩套傾轉(zhuǎn)旋翼式動力系統(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翼作為主體，三機身布局；中央 機身位于后排翼前緣中間位置；左機身和右機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，左機身和右機身向前伸出；兩臺發(fā)動機分別安裝在左機 身和右機身內(nèi)側(cè)，可實現(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)雙機身向后 延伸出雙尾撐，以承擔(dān)尾翼結(jié)構(gòu)；為避開排翼尾渦，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；起落架為前三點式，主起落架 分別位于左機身和右機身下部，前起落架位于中央機身前部。<