[發(fā)明專利]一種具有水平前翼和垂直前翼的微型撲翼飛行器

有效

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• 申請日: 2011-11-20
• 公開（公告）號: CN102501971A
• 公開（公告）日: 2012-06-20
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 王進(jìn);宋筆鋒;李洋;王利光;楊文青;付鵬
• 申請（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: B64C33/00
• 分類號: B64C33/00
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 顧潮琪

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及撲翼飛行器，尤其是一種微型撲翼飛行器。

背景技術(shù)

1992年，美國首次提出微型飛行器的概念，由于其尺寸小、重量輕、效率高、用途廣泛而迅速成為了研究熱點。微型飛行器主要有微型固定翼飛行器、微型旋翼飛行器和微型撲翼飛行器三大類，空氣動力學(xué)相關(guān)研究表明，在微型飛行器的雷諾數(shù)范圍內(nèi)，撲翼飛行器比其他兩類飛行器具有更高的氣動效率，以微型撲翼飛行器為平臺的無人機(jī)系統(tǒng)已經(jīng)成為未來微型無人飛行器發(fā)展的主要方向。圍繞這一課題，各國已研制出可控飛行的撲翼飛行器，最近公開的具有代表性的是荷蘭Delft大學(xué)的“Delfly?III”和美國Aero?Environment公司的“Hummingbird”，這些飛行器的飛行性能與之前相比有了較大提高，但仍然沒有成為具備完善系統(tǒng)功能的微型撲翼無人機(jī)系統(tǒng)。

綜合來看，由于微型撲翼飛行器載荷能力相對較差、內(nèi)部空間有限，導(dǎo)致難以安裝無人機(jī)系統(tǒng)所必須的飛控/導(dǎo)航系統(tǒng)、數(shù)據(jù)鏈以及任務(wù)載荷等機(jī)載設(shè)備，這個矛盾是微型撲翼無人機(jī)平臺設(shè)計的核心問題之一。另一方面，目前的微型撲翼飛行器大多采用常規(guī)布局，即撲翼位于尾翼之前，重心位于撲翼和尾翼之間的布局形式。這種布局的不足有兩個方面：一是微型撲翼飛行器全機(jī)焦點位置比較靠前，通常位于撲翼的四分之一至四分之三弦長位置，為了滿足靜穩(wěn)定性要求，全機(jī)重心位置需要相應(yīng)地向前調(diào)整，難以充分利用機(jī)身空間安裝機(jī)載設(shè)備；而是為了滿足配平飛行要求，水平尾翼通常產(chǎn)生負(fù)的升力，影響了氣動效率，降低了微型撲翼飛行器的載荷能力。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供一種具有水平前翼和垂直前翼的微型撲翼飛行器，通過改變飛行器布局，提高微型撲翼飛行器的氣動效率，充分利用微型飛行器的機(jī)身空間安裝機(jī)載設(shè)備。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：包括機(jī)身、撲翼、撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)、撲翼支撐桿、水平前翼和垂直前翼。

所述機(jī)身為左右對稱的平板，撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)安裝于機(jī)身，能通過齒輪減速器和四連桿機(jī)構(gòu)將電機(jī)的旋轉(zhuǎn)運動變?yōu)樗倪B桿一對左右對稱搖臂的上下擺動。撲翼支撐桿位于撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)的后方，垂直于機(jī)身對稱平面，向左右兩側(cè)對稱的伸出。所述撲翼為左右對稱的一對，包括位于前緣的前梁和位于后方的輔助梁，它們與若干翼肋共同構(gòu)成撲翼框架，框架上粘貼薄膜蒙皮。撲翼前梁與撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂上的盲孔插接，撲翼輔助梁與撲翼支撐桿外端樞接。這種連接方式使撲翼能在撲翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)搖臂的帶動下進(jìn)行上下?lián)鋭赢a(chǎn)生升力和推力。

所述水平前翼安裝于機(jī)身上，位于撲翼前方，左右對稱，分為前后兩部分，前部為固定的水平安定面，后部為升降舵，可繞水平安定面和升降舵的連接線轉(zhuǎn)動。水平安定面具有正的安裝角，使得全機(jī)迎角一定時，水平前翼產(chǎn)生的升力增加，在無需增加水平前翼與撲翼距離的前提下就能有效的配平飛行器。又因為水平前翼和撲翼的距離是限制機(jī)身長度的主要因素，因此水平前翼采用正安裝角能夠減小機(jī)身長度，從而減小微型撲翼飛行器的尺寸。升降舵能由舵機(jī)驅(qū)動上下偏轉(zhuǎn)，提供飛行中的俯仰操縱力矩。

所述垂直前翼安裝于機(jī)身上，位于撲翼前方，其參考翼面位于機(jī)身對稱平面內(nèi)，分為前后兩部分，前部為固定的垂直安定面，后部為方向舵，可在舵機(jī)的驅(qū)動下繞垂直安定面和方向舵的連接線轉(zhuǎn)動，提供橫航向控制力矩。由于撲翼撲動的作用會在撲動區(qū)域內(nèi)形成渦流，如果垂直安定面和方向舵按照傳統(tǒng)垂直尾翼的形式安裝，則會完全置于撲翼渦流內(nèi)，喪失操縱效能。又由于撲翼撲動作用導(dǎo)致?lián)湟盹w行器橫向阻尼相對較大，距離滾轉(zhuǎn)軸線較近的升降舵無法通過左右差動提供足夠的滾轉(zhuǎn)操縱力矩。綜上所述，本發(fā)明技術(shù)方案提出的垂直前翼布置方案是對此種布局撲翼飛行器進(jìn)行有效橫航向操縱的必要手段。

所述撲翼和水平前翼之間的機(jī)身可用于安裝數(shù)據(jù)鏈、飛控/導(dǎo)航系統(tǒng)等機(jī)載設(shè)備。

本發(fā)明的有益效果是：由于上述布置方案，滿足靜穩(wěn)定性要求的重心位置處在水平前翼與撲翼之間，這段空間是機(jī)身主體部分所在位置，也就是數(shù)據(jù)鏈、飛控/導(dǎo)航系統(tǒng)、任務(wù)載荷等無人機(jī)系統(tǒng)需要的機(jī)載設(shè)備安裝的位置，只需縱向的小幅度位置調(diào)整就能滿足重心要求。因此，本發(fā)明提供的技術(shù)方案取得了機(jī)載設(shè)備靜穩(wěn)定性要求和空間位置要求的統(tǒng)一，實現(xiàn)了機(jī)身空間的充分利用。

本發(fā)明的技術(shù)方案采用了位于撲翼前方的水平前翼，并采用了正的安裝角，配平飛行狀態(tài)下水平前翼產(chǎn)生正的升力，使全機(jī)升力大于撲翼產(chǎn)生的升力，提高了微型撲翼飛行器的氣動效率。

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進(jìn)一步說明。

附圖說明

圖1為本發(fā)明軸測圖；