技术领域
[0001] 本
发明属于无人
飞行器技术领域，具体涉及一种可变式飞碟飞艇。
背景技术
[0002] 由于飞艇的应用范围广泛，已经成为国内外的研究热点，其中如何实现飞艇的结构轻量
化成为了研究者们关注的焦点。目前已经有了通过改进蒙皮材料的性能、通过改变飞艇的结构来实现飞艇结构轻量化的方法。一些研究者致
力于开发新型高强度重量比的蒙皮材料来实现飞艇轻量化，但是这会导致制造使用成本高，维修养护难等问题，而且随着蒙皮材料性能的不断提高，进行改进将变得越来越困难。还有一种可行方法是改变飞艇结构使用分段式蠕虫状飞艇来实现结构的轻量化，但由于分段式蠕虫状飞艇各段囊体之间都需要连接部件，连接部件的可靠性和各段囊体的同步控制都较难实现。目前的可变飞艇结构都是分段硬板式结构，折叠展开的可靠性差且控制
精度低。
发明内容
[0003] 本发明的目的就是为了克服上述
现有技术中的不足之处，提供一种可变式飞碟飞艇，该装置结构简单、使用方便，便于携带，使用普通的蒙皮材料就能实现飞艇的轻量化，大大降低成本的同时还能提高自身形状改变的可靠性和控制精度。
[0004] 本发明的目的是通过如下技术措施来实现的：一种可变式飞碟飞艇，包括碟形气囊蒙皮和气囊
支架组件，所述气囊支架组件包括
轴承座、大
齿轮、螺杆、
电机、
小齿轮、上
支撑杆、下支撑杆、
连杆、圆盘、支撑杆固定座，所述圆盘分为上、下两层，且完全相同，所述上支撑杆和下支撑杆通过连杆连接，所述上支撑杆另一端与支撑杆固定座
铰链连接，支撑杆固定座上、下表面设有突起结构，该突起结构与上、下层圆盘相应
位置的槽配合，夹紧固定，所述圆盘中心开有孔，用做轴承外壁，轴承与轴承座连接，轴承座与圆盘装配固定，所述轴承座的中心开有
螺纹，与螺杆互相配合，轴承座底部与大齿轮连接，所述圆盘上固定一电机，电机带动小齿轮与大齿轮
啮合，通过电机的正、反旋转使轴承座旋转，再通过轴承座中心的螺纹与螺杆的啮合，使轴承座沿螺杆上、下运动，进而实现圆盘带动上支撑杆摆动，改变飞艇外形。所述下支撑杆另一端的结构与上支撑杆另一端的结构完全对称。
[0005] 在上述技术方案中，所述上支撑杆、下支撑杆均为
碳纤维材质。所述上支撑杆与下支撑杆弧度不同，下支撑杆较为平直；上支撑杆相较于下支撑杆
曲率更大。
[0006] 在上述技术方案中，所述螺杆为轻质
铝合金材质。
[0007] 在上述技术方案中，所述碟形气囊蒙皮包括ETFE
薄膜、非晶
硅太阳能电池薄膜（ITO）、聚酰亚胺薄膜，在飞艇上半部分的ETFE薄膜内表面上黏附非晶硅
太阳能电池薄膜，非晶硅太阳能电池薄膜下黏附聚酰亚胺薄膜。
[0008] 在上述技术方案中，所述上支撑杆、下支撑杆结构共有六组，在圆盘上成辐向对称分布。
[0009] 本发明可变式飞碟飞艇的气囊支架组件采用
碳纤维或轻质
铝合金材质，自身重量轻；该可变式飞碟飞艇使用螺杆传动控制实现对自身形状的改变，控制精度高；通过结构变化，当支架的下支撑杆与
水平面的夹
角θ很大时，占地面积和自身体积会很小，有利于支架的收纳。
附图说明
[0010] 图1是本发明可变式飞碟飞艇的气囊支架组件的整体结构示意图。
[0011] 图2是本发明中上支撑杆和下支撑杆的连接示意图。
[0012] 图3是本发明中上支撑杆另一端的连接结构示意图一。
[0013] 图4是本发明中上支撑杆另一端的连接结构示意图二。
[0014] 图5是本发明中气囊支架组件收纳状态时的示意图。
[0015] 图6是本发明中气囊支架组件的角度θ与高度h之间关系图。
[0016] 图7是本发明中碟形气囊蒙皮的整体结构示意图。
[0017] 图8是本发明中碟形气囊蒙皮的安装示意图。
[0018] 其中：1.轴承座、2.大齿轮、3.螺杆、4.电机、5.小齿轮、6.上支撑杆、7.连杆、8.下支撑杆、9.圆盘、10.支撑杆固定座、11.ETFE薄膜、12. ITO薄膜、13.聚酰亚胺薄膜。
具体实施方式
[0019] 下面将结合附图及
实施例，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述。
[0020] 如图1至4所示，本实施例提供一种可变式飞碟飞艇，包括碟形气囊蒙皮和气囊支架组件，所述气囊支架组件包括轴承座1、大齿轮2、螺杆3、电机4、小齿轮5、上支撑杆6、下支撑杆8、连杆7、圆盘9、支撑杆固定座10，所述圆盘9分为上、下两层，且完全相同，所述上支撑杆6和下支撑杆8通过连杆7连接，所述上支撑杆6另一端与支撑杆固定座10铰链连接，支撑杆固定座10上、下表面设有突起结构，该突起结构与上、下层圆盘相应位置的槽配合，夹紧固定，所述圆盘9中心开有孔，用做轴承外壁，轴承与轴承座1连接，轴承座1与圆盘装配固定，所述轴承座1的中心开有螺纹，与螺杆3互相配合，轴承座1底部与大齿轮2连接，所述圆盘上固定一电机4，电机4带动小齿轮5与大齿轮2啮合，通过电机的正、反旋转使轴承座旋转，再通过轴承座中心的螺纹与螺杆的啮合，使轴承座沿螺杆上、下运动，进而实现圆盘带动上支撑杆6摆动，所述下支撑杆另一端的结构与上支撑杆6另一端的结构完全对称。
[0021] 在上述实施例中，所述上支撑杆6、下支撑杆8均为碳纤维材质。所述上支撑杆6与下支撑杆8弧度不同，下支撑杆8较为平直；上支撑杆6相较于下支撑杆8曲率更大，具体外形参见图6，其中弧AC段代表上支撑杆（6）；弧AB段代表下支撑杆8。
[0022] 在上述实施例中，所述螺杆为轻质铝合金材质。
[0023] 在上述实施例中，如图7、8所示，所述碟形气囊蒙皮包括ETFE薄膜11、ITO薄膜12、聚酰亚胺薄膜13，在飞艇上半部分的ETFE薄膜11内表面上黏附ITO薄膜12，ITO薄膜12下黏附聚酰亚胺薄膜13。
[0024] 在上述实施例中，碟形气囊蒙皮采用ETFE薄膜，粘贴时与ETFE
接触的是ITO薄膜和两个
电极，为不
腐蚀两个薄膜、保证高透光率，不影响ITO薄膜的导电功能，选用UV-620胶水进行粘贴。其中，UV-620胶水透光率高达98%；ITO薄膜的
电阻率可达10-5Ω*cm量级，UV-620胶
水电阻率为6.5Ω*cm,二者粘贴在一起可视UV-620部分断路。考虑到耐高温和绝缘性，衬底部分与飞艇的粘贴选用聚酰亚胺粘合胶，故使用聚酰亚胺粘合胶将衬底部分直接粘贴在飞艇上半部分的蒙皮内表面上。柔性非晶硅太阳能电池薄膜形状大小根据飞艇蒙皮结构特征订制，由于碟形飞艇上半部分由自中心向外
辐射的六根支架组成，故将太阳能电池薄膜设计为扇形，分六
块覆盖在飞艇上蒙皮内表面，电池薄膜下衬着聚酰亚胺薄膜；每块扇形的圆心角为59.6°，面积为210000mm2，即为0.21m2。为方便六块电池的联接，正负电极均在靠近圆心一端输出。
[0025] 该太阳能碟形气囊蒙皮，额定光照下的输出功率为81.2w，通过控制
电路向飞艇电池充电。控制电路包括：稳压模块，升压模块，充电保护模块。工作流程为，首先，电池输出的4.5v-7v的直流电通过AMS1117-3.3稳压模块，AMS1117-3.3稳压模块会输出3.3v的平稳
电压，从AMS1117-3.3稳压模块会输出的3.3v直流电再经过XL6009升压模块，XL6009升压模块会将3.3v电压升至5v，最后，5v直流电会通过TP4056充电保护模块对锂电池进行充电，TP4056充电保护模块能防止充电时发生过流过充等现象，防止锂电池爆炸。
[0026] 在上述实施例中，所述上支撑杆6、下支撑杆8结构共有六组，在圆盘上成辐向对称分布。
[0027] 本实施例的工作原理如下：该飞艇使用步进电机，通过对电机转数的控制实现飞艇端部沿螺杆运动距离的控制，此处，电机带动的小齿轮与大齿轮的
传动比为3，即小齿轮转动1圈，大齿轮转动1/3圈，螺杆螺纹与轴承座
内螺纹螺距d取0.6mm，故电机正（反）向转动一圈，带动飞艇端部圆盘向上（下）运动1/3d=0.2mm，也就精确控制了飞艇的外形改变。
[0028] 当飞艇安装蒙皮后，经计算，飞艇下蒙皮由中点向外发出的任一条射线与水平面的夹角θ和气囊的高度h成以下关系：飞艇高度与角度的关系为θ=84°－arccos( )（当气囊高度收缩时角度为
负值）。
[0029] 当气囊支架组件的上下端部圆盘之间距离改变时，圆盘带动支撑杆摆动，使气囊支架
变形，引起气囊表面与水平面之间的夹角θ的改变。
[0030] 当h趋近于0时飞艇的状态，就是收纳时飞艇的状态，如图5所示。
[0031] 本
说明书中未作详细描述的内容，属于本专业技术人员公知的现有技术。
[0032] 本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何
修改、等同替换和改进，均应包含在本发明的保护范围之内。
