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一种升浮一体 飞行器及控制方法

阅读：454发布：2024-02-28

专利汇可以提供一种升浮一体飞行器及控制方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明涉及一种升浮一体飞行器及控制方法，升浮一体飞行器同时具有空气动力学升力和空气浮力，由外部刚性支撑骨架支撑、采用后掠飞翼式气动布局的机身、可折叠的刚性桁架、可倾转的动力系统、有效载荷和电池系统、飞行控制装置；可倾转的动力系统由发动机梁、发动机杆、发动机和舵机组成。本发明采用后掠飞翼式布局，囊体内填充氦气等浮升气体，同时具有空气动力学升力和空气浮力。，下面是一种升浮一体飞行器及控制方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种升浮一体飞行器，其特征在于：包括采用后掠飞翼式气动布局的机身、外部刚性支撑骨架、可折叠的刚性桁架、可倾转的动力系统、飞行控制装置、有效载荷和电池系统；
可倾转的动力系统包括发动机梁、安装在发动机梁端部的发动机杆、安装在发动机杆两端的发动机、位于发动机梁与发动机杆交界处的舵机，发动机杆在舵机作用下可绕发动机梁端部旋转；可折叠的刚性桁架连接在机身底部，可倾转的动力系统、有效载荷和电池系统均安装在可折叠的刚性桁架上；外部刚性支撑骨架以可拆卸的方式固定在可折叠的刚性桁架上，并通过机身上预制连接点对机身起支撑作用；飞行器整体可折叠展开；飞行器可垂直起降和平飞；飞行器垂直起降时，飞行控制装置控制发动机拉力向上，依靠浮力和发动机拉力克服自身重力，依靠各个发动机拉力不同调节飞行姿态；飞行器平飞时，飞行控制装置控制发动机拉力向前提供飞行动力，靠浮力和动升力克服重力，飞行器平飞时的姿态控制包括俯仰、滚转和偏航控制；俯仰时，飞行控制装置通过控制机身尾部两片舵面联动实现控制；滚转时，有两种控制方式：飞行控制装置通过控制机身尾部舵面差动实现滚转和通过改变两侧发动机在垂直方向的拉力分量实现滚转；这两种方式可单独使用，也可同时使用；
偏航时，通过调节各台发动机向前的拉力大小实现。
2.根据权利要求1所述的升浮一体飞行器，其特征在于：所述采用后掠飞翼式气动布局的机身外形为升力体，空气流过机身时会产生动升力；机身填充浮升气体产生浮力，由此增大了总升力。
3.根据权利要求1所述的升浮一体飞行器，其特征在于：所述采用后掠飞翼式气动布局的机身中，后掠飞翼式气动布局为气动计算优化所得；后掠飞翼式气动布局为修形的三角翼，侧面轮廓线可以为内弧线、外弧线或直线；所有纵截面均为一种或几种翼型形状，头部圆顿，带有一定角度的后掠角。
4.根据权利要求1所述的升浮一体飞行器，其特征在于：所述采用后掠飞翼式气动布局的机身的主体为柔性氦气气囊，所述柔性氦气气囊的外形由内部拉筋、外部刚性支撑骨架约束构成；内部拉筋为软式结构，布置在柔性氦气气囊内部；外部刚性支撑骨架采用刚性部件，通过柔性氦气气囊表面预留接口与气囊相连，外部刚性骨架端部固定在可折叠的刚性桁架上；柔性氦气气囊内部填充氦气后密封；飞行器采用可折叠设计，外部刚性支撑骨架可从柔性氦气气囊上取出，使柔性氦气气囊可折叠到小空间内，便于储存和运输。
5.根据权利要求1所述的升浮一体飞行器，其特征在于：所述可折叠的刚性桁架由中框、套筒、固定杆、前杆、侧撑杆组成；套筒和三根固定杆均固定在中框上，三根固定杆呈三角形，前杆通过套筒连接在套筒前方，两根侧撑杆通过铰链连接在固定杆后方；前杆通过套筒向后收缩或以套筒端部为轴向后折叠，后面两根侧撑杆绕铰链向某个方向旋转，直到桁架折叠成小尺寸，便于储存和运输。
6.根据权利要求1所述的升浮一体飞行器，其特征在于：所述采用后掠飞翼式气动布局的机身尾部有两片舵面，垂直安定面布置在尾部上方或下方或上下均有，机身中部发动机梁上可选择安装小型机翼。
7.一种升浮一体飞行器控制方法，其特征在于实现步骤如下：
(1)调节发动力拉力向上，启动发动机，依靠浮力和发动机拉力克服自身重力，依靠各个发动机拉力不同调节飞行姿态；
(2)达到预定高度后，控制发动机拉力向前，发动机提供向前的飞行动力，靠浮力和动升力克服重力，飞行器转入平飞；飞行器俯仰控制通过尾部两片舵面联动实现；飞行器滚转控制有两种方式：尾部舵面差动实现滚转；通过改变两侧发动机在垂直方向的拉力分量实现滚转；这两种方式可单独使用，也可同时使用；飞行器偏航控制通过调节左右两侧发动机向前的拉力大小实现；
(3)到达目标后，调节发动机拉力向上，垂直下降。

说明书全文

一种升浮一体飞行器及控制方法

技术领域

[0001] 本发明涉及一种升浮一体飞行器及控制方法，适用于在低空、平流层等多种空域执行多种任务。

背景技术

[0002] 以飞艇为代表的传统浮空器具有留空时间长，安全性能好，燃料消耗率低等特点，在空中运输、通讯中继等民用领域和海岸监控，空中预警等军用领域都有着广泛的用途。但传统浮空器主要依靠内部充满比空气轻的气体产生浮力升空，其升力与飞行器大小成正比，为了增加载荷，就必须增大飞行器的尺寸，在空气密度较小的平流层尤其如此；而过大的尺寸往往会增大飞行阻力，降低运动速度，甚至超过囊体材料张力的极限。

发明内容

[0003] 本发明的目的是提供一种刚柔组合、可折叠的升浮一体飞行器，可用于空中运输、通讯中继等领域，具有体积小、载荷能力强、速度快、续航时间长等特点。

[0004] 本发明的技术解决方案：一种升浮一体飞行器，包括：采用后掠飞翼式气动布局的机身、外部刚性支撑骨架、可折叠的刚性桁架、可倾转的动力系统、飞行控制装置、有效载荷和电池系统；可倾转的动力系统包括发动机梁、安装在发动机梁端部的发动机杆、安装在发动机杆两端的发动机、位于发动机梁与发动机杆交界处的舵机，发动机杆在舵机作用下可绕发动机梁端部旋转；可折叠的刚性桁架连接在机身底部，可倾转的动力系统、有效载荷和电池系统均安装在可折叠的刚性桁架上；外部刚性支撑骨架以可拆卸的方式固定在可折叠的刚性桁架上，并通过机身上预制连接点对机身起支撑作用；飞行器整体可折叠展开；飞行器可垂直起降和平飞；飞行器垂直起降时，飞行控制装置控制发动机拉力向上，依靠浮力和发动机拉力克服自身重力，依靠各个发动机拉力不同调节飞行姿态；飞行器平飞时，飞行控制装置控制发动机拉力向前提供飞行动力，靠浮力和动升力克服重力，飞行器平飞时的姿态控制包括俯仰、滚转和偏航控制；俯仰时，飞行控制装置通过控制机身尾部两片舵面联动实现控制；滚转时，有两种控制方式：飞行控制装置通过控制机身尾部舵面差动实现滚转和通过改变两侧发动机在垂直方向的拉力分量实现滚转；这两种方式可单独使用，也可同时使用；偏航时，通过调节各台发动机向前的拉力大小实现。

[0005] 所述采用后掠飞翼式气动布局的机身外形为升力体，空气流过机身时会产生动升力；机身填充浮升气体产生浮力，由此增大了总升力。

[0006] 所述采用后掠飞翼式气动布局的机身中，后掠飞翼式气动布局为气动计算优化所得；后掠飞翼式气动布局为修形的三角翼，侧面轮廓线可以为内弧线、外弧线或直线；所有纵截面均为一种或几种翼型形状，头部圆顿，带有一定角度的后掠角。

[0007] 所述采用后掠飞翼式气动布局的机身的主体为柔性氦气气囊，所述柔性氦气气囊的外形由内部拉筋、外部刚性支撑骨架约束构成；内部拉筋为软式结构，布置在柔性氦气气囊内部；外部刚性支撑骨架采用刚性部件，通过柔性氦气气囊表面预留接口与气囊相连，外部刚性骨架端部固定在可折叠的刚性桁架上；柔性氦气气囊内部填充氦气后密封；飞行器采用可折叠设计，外部刚性支撑骨架可从柔性氦气气囊上取出，使柔性氦气气囊可折叠到小空间内，便于储存和运输。

[0008] 所述可折叠的刚性桁架由中框、套筒、固定杆、前杆、侧撑杆组成；套筒和三根固定杆均固定在中框上，三根固定杆呈三角形，前杆通过套筒连接在套筒前方，两根侧撑杆通过铰链连接在固定杆后方；前杆通过套筒向后收缩或以套筒端部为轴向后折叠，后面两根侧撑杆绕铰链向某个方向旋转，直到桁架折叠成小尺寸，便于储存和运输。

[0009] 所述采用后掠飞翼式气动布局的机身尾部有两片舵面，垂直安定面布置在尾部上方或下方或上下均有，机身中部发动机梁上可选择安装小型机翼。

[0010] 一种升浮一体飞行器控制方法，实现步骤如下：

[0011] (1)调节发动力拉力向上，启动发动机，依靠浮力和发动机拉力克服自身重力，依靠各个发动机拉力不同调节飞行姿态；

[0012] (2)达到预定高度后，控制发动机拉力向前，发动机提供向前的飞行动力，靠浮力和动升力克服重力，飞行器转入平飞；飞行器俯仰控制通过尾部两片舵面联动实现；飞行器滚转控制有两种方式：尾部舵面差动实现滚转；通过改变两侧发动机在垂直方向的拉力分量实现滚转；这两种方式可单独使用，也可同时使用；飞行器偏航控制通过调节左右两侧发动机向前的拉力大小实现；

[0013] (3)到达目标后，调节发动机拉力向上，垂直下降。

[0014] 本发明与现有技术相比的优点：

[0015] (1)本发明飞行器同时具有空气动力学升力和空气浮力，相比传统浮空器在相同载荷能力下具有更小的尺寸和更高的速度，更好的操控能力。

[0016] (2)本发明飞行器采用后掠飞翼式布局，相比传统飞翼式、多体式升浮一体布局具有更高的动升力、动升阻比、和更小的相对表面积，具有更好的空气动力学特性。

[0017] (3)本发明飞行器机身采用柔性囊体，具有一定浮力，失控时可缓慢飘落且碰撞力更小，相比传统固定翼、多旋翼飞行器拥有更高的安全性。

[0018] (4)本发明飞行器采用可拆卸、可折叠结构，更加便于运输、储存。

[0019] (5)本发明采用相应的新型控制方法，拥有更高的控制效率。垂直起降的起降方式使得飞行器对起降场地的要求大大降低。附图说明

[0020] 图1为本发明飞行器斜上方视图及内部拉筋剖视图(发动机拉力向上)；

[0021] 图2为本发明飞行器仰视图(发动机拉力向上)；

[0022] 图3为本发明飞行器左视图(发动机拉力向上)；

[0023] 图4为本发明飞行器后掠飞翼式布局俯视轮廓示意图；

[0024] 图5为本发明飞行器发动机拉力向上时斜上视图；

[0025] 图6为本发明飞行器发动机拉力向前时斜上视图；

[0026] 图7为本发明飞行器桁架及动力部分视图(发动机拉力向上)；

[0027] 图8为本发明飞行器一侧的动力部分；

[0028] 图9为本发明展开状态的桁架部分；

[0029] 图10为本发明折叠状态的桁架部分。

具体实施方式

[0030] 针对传统浮空器体积大、速度低的特点，提出了将空气动力学升力和空气浮力结合起来的新型升浮一体飞行器。

[0031] 升浮一体飞行器具有特殊的气动外形，通过与空气的相对运动可以产生气动升力，在同等载荷大小情况下降低了对浮力的要求，减小了飞行器尺寸；较小的尺寸和较好的外形降低了飞行阻力，获得了更大的飞行速度。较小的尺寸和刚柔组合可折叠的设计也减小了飞行器折叠后的尺寸，便于运输和储存，增大了其适用领域。

[0032] 如图1-3所示，本发明所述的一种升浮一体飞行器包括：外部刚性支撑骨架15、采用后掠飞翼式气动布局的机身1、可折叠的刚性桁架2、可倾转的动力系统3、有效载荷和电池系统；可倾转的动力系统包括发动机梁7、安装在发动机梁端部的发动机杆8、安装在发动机杆8两端的发动机6、位于发动机梁7与发动机杆8交界处的舵机9；可折叠的刚性桁架2连接在机身1底部，可倾转的动力系统3、有效载荷和电池系统均安装在可折叠的刚性桁架2上；外部刚性支撑骨架15以可拆卸的方式固定在可折叠的刚性桁架2上，并通过机身上预制连接点对机身起支撑作用。

[0033] 采用后掠飞翼式气动布局的机身1的主体为柔性氦气气囊。由于柔性氦气气囊形状特殊，正常的柔性结构内部充入一定压力的气体后，会趋于球形，因此除了通过柔性氦气气囊蒙皮材料的裁剪使其呈现所需外形外，内部还需要布置拉筋16，通过内部牵拉的方式对抗内部气压压力，保持外形形状。而飞行器飞行速度较快，飞行时柔性氦气气囊表面会受到空气动力的作用，尤其头部，需承受较大的阻力。柔性氦气气囊在受到空气动力作用时容易发生变形，因此在柔性氦气气囊外部布置了刚性支撑骨架15，外部刚性支撑骨架15采用刚性部件，通过柔性氦气气囊表面预留接口与气囊相连，外部刚性骨架端部采用可拆卸的方式固定在可折叠的刚性桁架上；柔性氦气气囊内部填充氦气后密封；飞行器采用可折叠设计，外部刚性支撑骨架可从柔性氦气气囊和可折叠的刚性桁架上拆下，使柔性氦气气囊和可折叠的刚性桁架可折叠到小空间内，便于储存和运输。

[0034] 如图4所示：飞行器机身采用经气动计算优化所得的后掠飞翼式布局设计，飞行器整体为修形的三角翼，侧面曲线可以为内弧线、外弧线(如图中虚线)或直线(如图中实线)。所有纵截面均为一种或几种翼型形状。头部圆顿，带有一定角度的后掠角。其升力由机身与空气相对运动产生的空气动力学升力和由轻于空气的浮升气体产生的浮力两部分构成。机身外形为升力体，空气流过机身时会产生动升力；机身填充浮升气体产生浮力，由此增大了总升力。

[0035] 如图5所示，为飞行器垂直起降时的飞行状态，此时调节发动机拉力向上，启动发动机，依靠浮力和发动机拉力克服自身重力实现垂直起降，飞行器的姿态的调整则通过调节不同发动机的拉力来实现。飞行器垂直飞到一定高度后，可以调节发动机的倾转角度，拉力由垂直向上慢慢转为向前，从而由垂直起降飞行状态转变为平飞状态。

[0036] 如图6所示，为飞行器平飞时的状态。此时控制发动机拉力向前，发动机提供向前的飞行动力，靠浮力和动升力克服重力。飞行器俯仰控制通过尾部两片舵面联动实现。飞行器滚转控制有两种方式：尾部舵面5差动实现滚转；通过改变两侧发动机在垂直方向的拉力分量实现滚转。这两种方式可单独使用，也可同时使用。飞行器偏航控制通过调节左右两侧发动机向前的拉力大小实现。在飞行器转弯时，既可以通过偏航控制实现，也可以采用倾斜转弯的方式实现。飞行器到达预定位置后，可以调节发动机的倾转角度至拉力向上，同时通过发动机拉力调整飞行状态，由平飞转入垂直起降飞行状态，实现平稳降落。

[0037] 如图7所示，为飞行器动力系统3和可折叠的刚性桁架2。飞行器动力系统3的发动机梁7以可拆卸的方式与可折叠的刚性桁架2相连。飞行器折叠时，动力系统3可以从可折叠的刚性桁架2上拆下。

[0038] 如图8所示，为飞行器一侧的可倾转的动力系统。可倾转的动力系统由发动机梁7、发动机杆8、舵机9、发动机6组成；发动机梁7两端各安装一根发动机杆8，每根发动机杆8两端各安装一台发动机6，发动机杆8和发动机梁7连接处安装有舵机9，发动机杆8可以在舵机9作用下以发动机梁7端部为轴旋转。

[0039] 如图9所示为飞行器展开后的可折叠的刚性桁架2。可折叠的刚性桁架2由中框12、套筒11、固定杆13、前杆10、侧撑杆14组成；套筒和三根固定杆均固定在中框上，三根固定杆呈稳定的三角形，前杆通过套筒连接在套筒前方，两根侧撑杆14通过铰链连接在固定杆后方。飞行器的有效载荷和电池系统可以安装在中框12和固定杆13上。中框12和三根固定杆13组成的结构比较稳固，处在中间，前杆10和侧撑杆14均可折叠，展开时增大了可折叠的刚性桁架2的尺寸。可折叠的刚性桁架2上安装有动力系统、有效载荷、电池系统、刚性支撑骨架，承受这些部件的力的同时，又利用自身较大的尺寸将力较均匀的传递给机身。前杆10和侧撑杆14对柔性氦气气囊有一定的支撑作用。

[0040] 如图10所示为可折叠的刚性桁架2折叠后状态。前杆10可通过套筒11向后收缩或以套筒端部为轴向后折叠，后面两根侧撑杆14则绕铰链向某个方向旋转，直到桁架折叠成图中所示的较小尺寸。

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