一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，包括机体和动力系统；机体采用翼身融合体布局，机体由两个双向三角翼相互拼接形成一个类似菱形的气动外形；机体上表面呈凸起流线形，机体下表面呈光滑扁平状。两个双向三角翼为大小相等的两个等腰三角形，两个双向三角翼的底边相互拼接；动力系统设置在机体的拼接处，动力系统包括动力装置和升力装置；动力装置，用于实现超声速飞行状态与亚声速飞行状态之间的转换；升力装置，用于提供机体上升所需的升力。本发明能实现亚声速与超声速飞行状态转换、具有高机动性、最大飞行高度高的优点，能够作为一款具有持续威慑力和作战潜力的无人机投入使用。
【专利说明】
一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机
技术领域
[0001]本发明涉及空间飞行器技术领域，特别是一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机。
【背景技术】
[0002]无人机是一种能够携带和投放致命和非致命武器，对敌实施攻击并具有完成情报收集、侦察监视以及电子干扰等任务的无人作战平台。相比于有人机，其机身更容易做到隐身，也更容易采用先进的气动力外形，作战中更容易采用机动规避和突然袭击等战术，生存能力高，又由于其不受人的生理极限和心理限制，其飞行包线可大为扩展，因而具有有人无法实现的持续威慑力和作战潜力。
[0003]自上世纪70年代提出用于作战的“无人机”以来，各国竞相发展。在无人机的研制上，美国走在了最前面，已开发出空军和海军的UCAV(无人战斗机)，波音公司已签订压制地方防空武器的无人战斗机先进技术验证计划的第一阶段，并与2000年9月展出了无人战斗机演示验证机X-45A，美诺格公司已与美国防部高级研究计划局(DAR-PA)签署了一项作战评估项目合同，继续为美军联合无人作战系统(J-UCAS)验证计划发展X-47B无人战斗机。英国将在2018-2020年服役的未来攻击航空器系统(FOAS)中考虑使用无人战斗机或有人/无人飞机混编系统的可能性。法国在考虑将阵风飞机改装为无人战斗机的控制机。印度也在发展无人机。
[0004]从越南战争到海湾战争，从科索沃战争到阿富汗战争，无人机以其出色的表现预示着其在作战中的重要作用和未来的不可替代性。然而，在当今防空兵器不断更新和争夺制空权等方面，无人机却屡屡受挫，1999年，在巴尔干半岛的“崇高铁砧行动”中，美国至少有两架无人机被高射炮及导弹摧毁;在2003年伊拉克战争中，一架捕食者无人机在禁飞区上空与一架伊拉克米格-25喷气机交火后坠毁。美国捕食者无人战斗机飞行时速为240公里，最大飞行高度为7.62千米。分析可知，主要原因为目前的无人战斗机最大飞行高度有限，飞行马赫数较低，机动性有待进一步提高。目前，美国正在研制两款无人战斗机设计指标为，X-45A巡航马赫数为0.8，X-45B巡航马赫数为0.85，X_45A最大飞行高度为12.2千米。X-47B设计时速为800公里，最大飞行高度为12千米，可见在最大飞行速度和最大飞行高度方面提高了很多，但是依然设计为亚声速飞行状态。
[0005]另外，即使某些型号的无人机突破了声速，甚至实现了高超声速，但只是在设计状态下才能获得较高的飞行性能，在非设计状态都具有一定的局限性，无法在亚声速和超声速飞行状态下均获得良好的飞行性能。比如，亚声速飞机无法实现超声速飞行，并且超过设计状态后随着飞行速度的强行增大，阻力将大大增加，气动性能将大大降低，随之带来巨大的燃油消耗，飞行器结构的损坏，甚至造成飞机解体的巨大灾难。而超声速飞机的大后掠角、小展弦比的气动布局和操纵系统布局的特点常常影响其亚声速的飞行特性，如起飞离地速度、着陆速度、着陆下滑速度、下滑率和下滑角都比亚声速飞机的大，因而飞机起飞和着陆滑跑的距离大为增加，从而需要有更长的跑道。并且在低速飞行时，需要大攻角来提供足够的升力，气动性能大大降低。在高亚声速飞行时，飞机对纵向操纵的反应过于灵敏，容易引起无意的俯仰摇摆。着陆状态的横向静稳定性过大，使得飞机对外部小的扰动和纵向操纵反应增强，对侧风的反应也过于灵敏。
[0006]从上面的分析可以看出，目前的无人机存在最大飞行速度较低、最大飞行高度不高、机动能力不足、无法兼顾亚声速和超声速飞行状态、在非设计状态下性能大大降低等问题。
【发明内容】
[0007]本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，该可变飞行状态的侦打一体化高空无人机能解决现有无人机最大飞行速度较低、最大飞行高度不高、机动能力不足、无法兼顾亚声速和超声速飞行状态、在非设计状态下性能大大降低的问题。
[0008]为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是:
一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，包括机体和动力系统；
机体采用翼身融合体布局，机体由两个双向三角翼相互拼接形成一个类似菱形的气动外形;两个双向三角翼为大小相等的两个等腰三角形，两个双向三角翼的底边相互拼接；
动力系统设置在机体的拼接处，动力系统包括动力装置和升力装置；
动力装置，用于实现超声速飞行状态与亚声速飞行状态之间的转换；
升力装置，用于提供机体上升所需的升力。
[0009]两个双向三角翼的顶角均为小于60°的锐角。
[0010]在亚声速飞行状态下，全机长11.5m，翼展25m，机高3.65m，后掠角为22.4°，展弦比为5.192;超声速飞行状态下，全机长25m，翼展11.5m，机高3.65m，后掠角为67.56°，展弦比为 1.099。
[0011 ]还包括8个副翼，8个副翼对称设置在机体的外侧边缘。
[0012]每个副翼均包括上摆片和下摆片;上摆片和下摆片均能独立地进行向上或向下偏转。
[0013]动力装置包括转台、转台旋转驱动机构和两台第一发动机;转台设置在机体的拼接处中部，转台能够在转台旋转驱动机构的作用下进行360°旋转;两台第一发动机并列固定设置在转台顶部。
[0014]所述升力装置包括第二发动机和升力风扇;升力风扇设置在转台中部，由设置在机体内部的所述第二发动机所驱动。
[0015]所述升力装置还包括若干个稳定性控制喷管。
[0016]所述升力装置还包括能调节稳定性控制喷管流量的电气阀。
[0017]机体上表面呈凸起流线形，机体下表面呈光滑扁平状。
[0018]本发明采用上述结构后，具有如下有益效果:
1.机体采用翼身融合体布局，可减少由于翼身干扰带来的阻力；加之无垂尾的飞翼布局，有利于减小雷达反射截面积，提高隐身性能。另外，双向三角翼的设计使得其具有中心对称的外形，以实现飞行状态和飞行方向的改变。
[0019]2.机体具有菱形的气动外形，能实现双向飞行，另外具有尖锐的前缘，能减小超声速飞行状态下的激波阻力，提高气动性能。
[0020]3.机体下表面呈扁平状，而非传统的造型，使得在小攻角下进行超声速巡航时，将会减小向下的激波产生以及传播，从而也能有效地抑制噪声的不利影响。
[0021]4.八个副翼的独特设计和稳定性控制喷管的设计提高了本发明的稳定性和可控性。
[0022]5.上述动力装置的设计，能够实现发动机的转向，在升力装置的配合下，可以更快、更直接地改变机动的方向，90°和180°方向的迅速切换，极大地增强了无人机的生存能力和作战能力。
[0023]6.在亚声速和超声速飞行环境下，分别能采用不同的飞行状态，可根据需要实现不同飞行状态之间的转换。
[0024]7.亚声速飞行状态下，本发明机长为11.5m，翼展为25m，后掠角为22.4°，展弦比为5.192，与已有飞行器相比，具有较大的展弦比及较小的后掠角，翼型的相对厚度为当地弦长的0.08，沿着翼展方向保持恒定，这些设计使得本发明无人机在低速时能够产生相对大的升力，有利于飞行器的起飞/降落。亚声速翼型扁平的下表面和关于弦长中点对称的圆弧上表面，有利于实现亚声速飞行状态下的双向飞行。
[0025]8.超声速飞行状态下，本发明机长为25m，翼展为11.5m，后掠角为67.56°，机翼面积为120.3775 m2，展弦比为1.099。与已有飞行器相比，有着较小的展弦比及较大的后掠角，翼型的相对厚度为当地弦长的0.03。这个比例沿着展长方向保持恒定，使得本发明有着尖锐的前缘，可以有效的减少脱体激波的产生，与传统的一些超声速翼型相比，激波阻力将极大减小，并提高超声速飞行环境下的气动性能。有效地克服了传统飞机外形无法同时兼顾亚声速和超声速飞行的矛盾，提高了两个状态下的气动特性。应用前景可观可行，适合未来无人机的战略发展趋势。
【附图说明】
[0026]图1显示了本发明一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机的整体结构示意图。
[0027]图2显示了副翼的局部放大示意图。
[0028]图3显示了稳定性控制喷管的布局图。
[0029]图4显示了发动机安装位置的局部放大图。
[0030]图5显示了亚声速飞行状态示意图。
[0031]图6显示了亚声速飞行状态下的翼型模型图。
[0032]图7显示了超声速飞行状态示意图。
[0033]图8显示了超声速飞行状态下的翼型模型图。
[0034]图9显示了从亚声速飞行状态至超声速飞行状态的转换过程示意图。
[0035]其中有:1.机体;2.双向三角翼;3.副翼;4.转台；5.第一发动机;6.第二发动机;7.升力风扇;8.稳定性控制喷管;9.旋转叶片；10.舱盖;11.传动轴;12.管路。
【具体实施方式】
[0036]下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。
[0037]如图1所示，一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，包括机体1、动力系统和8个副翼3。
[0038]机体采用翼身融合体、飞翼布局，极大地减小翼身干扰带来的阻力，增大机体内的可用空间，可搭载合成孔径雷达、激光半主动制导空地导弹等有效载荷;加之无垂尾的飞翼布局，有利于减小雷达反射截面积，提高隐身性能。
[0039]机体由两个双向三角翼相互拼接形成一个类似菱形的气动外形;两个双向三角翼为大小相等的两个等腰三角形，两个双向三角翼的底边相互拼接。两个双向三角翼的顶角均优选为小于60°的锐角。
[0040]双向三角翼的设计使得其具有中心对称的外形，以实现飞行状态和飞行方向的改变。另外，机体具有菱形的气动外形，能实现双向飞行，另外具有尖锐的前缘，能减小超声速飞行状态下的激波阻力，提高气动性能。
[0041]机体上表面呈凸起流线形，机体下表面呈光滑扁平状。提高升力亦会减小空气阻力，提高隐身性、敏捷性等。另外，使得在小攻角下进行超声速巡航时，将会减小向下的激波产生以及传播，从而也能有效地抑制噪声的不利影响。
[0042]动力系统设置在机体的拼接处，动力系统包括动力装置和升力装置。其中，动力装置，用于实现超声速飞行状态与亚声速飞行状态之间的转换。升力装置，用于提供机体上升所需的升力。
[0043]如图2所示，8个副翼对称设置在机体的外侧边缘，每个副翼均包括上摆片和下摆片;上摆片和下摆片由电动和气动伺服执行机构执行，能够独立地进行向上或向下偏转，以补偿缺少垂直安定面带来的影响。
[0044]动力装置包括转台4、转台旋转驱动机构和两台第一发动机5。
[0045]转台设置在机体的拼接处中部，也即机身背部对称中心处，从而能实现两种飞行状态下力矩的平衡。转台能够在转台旋转驱动机构的作用下进行360°旋转，转台优选由电气阀控制伺服机构驱动完成其方向转换，改变发动机方向。
[0046]如图4所示，两台第一发动机并列固定设置在转台顶部，并能随着转台的旋转进行旋转。两台第一发动机均优选采用中等推力的涡扇发动机。
[0047]升力装置包括第二发动机6、升力风扇7、若干个稳定性控制喷管8和能调节稳定性控制喷管流量的电气阀。
[0048]如图1和图4所示，升力风扇设置在转台中部，由设置在机体内部的第二发动机所驱动。
[0049]升力风扇包括旋转叶片9和舱盖10，第二发动机通过传动轴与旋转叶片相连接，驱动旋转叶片旋转。
[0050]当启动第二发动机时，与之连接的传动轴传递力带动升力风扇转动，同时舱盖自动打开。
[0051]稳定性控制喷管的数量优选为4个，如图3所示，对称布置在超声速机翼和亚声速机翼的翼根处，第二发动机产生的高压燃气经管路12并向下喷射，由电气阀调节稳定性控制喷管流量进而控制平衡，同时可产生少量的升力。
[0052]上述转台直径优选为2000mm，升力风扇的直径优选为1500mm，机身高度优选为2000mm，而升力风扇的高度优选为1600mm，可达到设计要求。
[0053]如图5所示，图5中的箭头表示飞行方向，在亚声速飞行状态下，全机长11.5m，翼展25m，机高3.65m，后掠角为22.4°，展弦比为5.192,巡航速度大于800km/h。
[0054]在亚声速飞行状态下，与已有飞行器相比，具有较大的展弦比及较小的后掠角，翼型的相对厚度为当地弦长的0.08，沿着翼展方向保持恒定，这些设计使得本发明无人机在低速时能够产生相对大的升力，有利于飞行器的起飞/降落。亚声速翼型扁平的下表面和关于弦长中点对称的圆弧上表面，有利于实现亚声速飞行状态下的双向飞行。
[0055]亚声速飞行状态下的翼型如图6所示，机翼前缘的副翼锁死，机翼后缘的两个副翼发挥作用，反方向飞行时，前缘的副翼打开，后缘的副翼锁死。
[0056]如图7所示，图7中的箭头表示飞行方向，在超声速飞行状态下，全机长25m，翼展
11.5m,机高3.65m，后掠角为67.56。，机翼面积为120.3775m2，展弦比为1.099，巡航速度大于2000km/h。正常起飞质量15436kg，任务载荷1000kg，巡航高度18000m?20000m，作战半径2100km，起飞滑跑距离420m，着陆滑跑距离530m。
[0057]超声速飞行状态下的翼型如图8所示。
[0058]在超声速飞行状态下，与已有飞行器相比，有着较小的展弦比及较大的后掠角，翼型的相对厚度为当地弦长的0.03。这个比例沿着展长方向保持恒定，使得本发明有着尖锐的前缘，可以有效的减少脱体激波的产生，与传统的一些超声速翼型相比，激波阻力将极大减小，并提高超声速飞行环境下的气动性能。有效地克服了传统飞机外形无法同时兼顾亚声速和超声速飞行的矛盾，提高了两个状态下的气动特性。应用前景可观可行，适合未来无人机的战略发展趋势。
[0059]从亚声速飞行状态装换为超声速飞行状态时，逐渐减小两台第一发动机的推力，调整到待机状态，增大第二发动机的功率，补充从亚声速与超声速飞行状态转换时升力的不足，第一发动机旋转90°实现超声速飞行状态方向转变。然后，逐渐增大油门，第一发动机推力增大，飞行速度增大，大气升力不断加大，升力风扇的升力不断减小直至关机，使飞行器垂直方向上受力平衡。再逐渐加速突破音障，最终加速至Ma=2的超声速巡航状态。从亚声速飞行状态至超声速飞行状态的转换过程，具体如图9所示。
[0060]以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:包括机体和动力系统； 机体采用翼身融合体布局，机体由两个双向三角翼相互拼接形成一个类似菱形的气动外形;两个双向三角翼为大小相等的两个等腰三角形，两个双向三角翼的底边相互拼接； 动力系统设置在机体的拼接处，动力系统包括动力装置和升力装置； 动力装置，用于实现超声速飞行状态与亚声速飞行状态之间的转换； 升力装置，用于提供机体上升所需的升力。2.根据权利要求1所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:两个双向三角翼的顶角均为小于60°的锐角。3.根据权利要求2所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:在亚声速飞行状态下，全机长11.5m，翼展25m，机高3.65m，后掠角为22.4°，展弦比为5.192;超声速飞行状态下，全机长25m，翼展11.5m，机高3.65m，后掠角为67.56°，展弦比为1.099。4.根据权利要求1所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:还包括8个副翼，8个副翼对称设置在机体的外侧边缘。5.根据权利要求4所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:每个副翼均包括上摆片和下摆片;上摆片和下摆片均能独立地进行向上或向下偏转。6.根据权利要求1所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:动力装置包括转台、转台旋转驱动机构和两台第一发动机;转台设置在机体的拼接处中部，转台能够在转台旋转驱动机构的作用下进行360°旋转;两台第一发动机并列固定设置在转台顶部。7.根据权利要求6所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:所述升力装置包括第二发动机和升力风扇;升力风扇设置在转台中部，由设置在机体内部的所述第二发动机所驱动。8.根据权利要求7所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:所述升力装置还包括若干个稳定性控制喷管。9.根据权利要求8所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:所述升力装置还包括能调节稳定性控制喷管流量的电气阀。10.根据权利要求1所述的可变飞行状态的侦打一体化高空无人机，其特征在于:机体上表面呈凸起流线形，机体下表面呈光滑扁平状。
【文档编号】B64D27/26GK106081050SQ201610530935
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年7月7日
【发明人】聂万胜, 王迪, 杨新垒, 吴睿, 刘晓慧, 彭冠华, 苏凌宇, 何浩波, 侯志勇, 车学科, 石天, 石天一, 刘瑜
【申请人】中国人民解放军装备学院