[發(fā)明專利]一種翼尖對接的可斜置機(jī)翼并聯(lián)飛翼無人機(jī)系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201310034166.0
• 申請日: 2013-01-29
• 公開（公告）號: CN103963972A
• 公開（公告）日: 2014-08-06
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李梓衡;梅紅;陳曉靜;盛慧;方力
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所
• 主分類號: B64C39/00
• 分類號: B64C39/00;B64C30/00
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 杜永保

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種無人機(jī)系統(tǒng)的布局設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體來講是一種利用翼尖連接/拖帶技術(shù)與飛翼式斜翼機(jī)結(jié)合的無人機(jī)系統(tǒng)。

背景技術(shù)

過去，人們開發(fā)出翼尖對接/拖帶技術(shù)，并使用C-47/Q-14進(jìn)行飛行試驗；同時人們也正在開發(fā)如圖1所視的飛翼式斜翼布局飛機(jī)。

20時機(jī)40年代至50年代，人們開發(fā)出翼尖對接/拖帶技術(shù)，并使用C-47/Q-14進(jìn)行飛行試驗。翼尖對接/拖帶技術(shù)的概念由德國科學(xué)家理查德·沃格特博士提出。給飛機(jī)兩翼尖附加兩塊存放額外燃油的“自由飄浮”擴(kuò)展段來增加飛機(jī)航程。其設(shè)計思想核心在于，使得擴(kuò)展段能夠相對于連接點做有限的運動，使擴(kuò)展段自身的重量可以由其產(chǎn)生的氣動升力支撐，這樣整個系統(tǒng)可以免受結(jié)構(gòu)重量方面的不利影響。翼尖自由飄浮擴(kuò)展段提高了基本機(jī)翼布局的展弦比，降低誘導(dǎo)阻力，增加航程。美國空軍曾于20世紀(jì)40年代至50年代進(jìn)行過該項技術(shù)的研究,并使用C-47/Q-14進(jìn)行飛行試驗，成功對接231次，后采用B-29拖掛F-84進(jìn)行試驗。

一般飛機(jī)的翼尖對接過程如下：由于一般飛機(jī)的翼尖存在從機(jī)翼下表面繞至上表面的翼尖環(huán)流，因此機(jī)翼對接不能以并排飛行逐步靠攏的方式進(jìn)行。根據(jù)經(jīng)驗，一般應(yīng)采取一架飛機(jī)翼尖相對在前而另一架在后，一方或者雙方伸出一定長度的對接桿，對接桿的總長應(yīng)能使兩架飛機(jī)的翼尖環(huán)流不互相干擾。在前的飛機(jī)逐漸減速，使對接桿能鎖住在后的飛機(jī)的對接機(jī)構(gòu)，然后收回對接桿，使兩架飛翼無人機(jī)的機(jī)翼貼合在一起并鎖緊。

翼尖對接/拖帶技術(shù)的研究歷史在樟楠“并轡三“人”行——美國早期翼尖對接/拖帶技術(shù)”，《兵器知識》2007年07期中可見，該文獻(xiàn)在此通過引用并入本文。

上述翼尖對接/拖帶技術(shù)只曾應(yīng)用于有人駕駛飛機(jī)，在20世紀(jì)50年代后，由于空中加油技術(shù)的成熟與廣泛應(yīng)用而被放棄。一方面是由于該技術(shù)對于有人駕駛飛機(jī)來說，操作難度大于空中加油，另一方面是由于其應(yīng)用范圍具有較大的局限性，只能用于平直翼的飛機(jī)，對于后來出現(xiàn)的后掠翼、三角翼等跨音速和超音速飛機(jī)，沒有實用意義，同時，當(dāng)時的翼尖對接/拖帶技術(shù)亦只局限于一架大型的轟炸機(jī)或者運輸機(jī)兩側(cè)翼尖各拖帶一架護(hù)航戰(zhàn)斗機(jī)的場合，對于50年代后的空中作戰(zhàn)、運輸已經(jīng)不具有太大的實用價值。

中國專利CN201210167457.2公開了一種只能在地面進(jìn)行翼尖對接的常規(guī)布局飛機(jī)，其特點是起飛前在地面多架常規(guī)布局飛機(jī)進(jìn)行翼尖的對接，一同起飛，利用其大展弦比的特點，獲得高巡航性能，在任務(wù)需要時可以在空中解鎖，分為多個單獨的飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)。控制解鎖后，飛機(jī)不能再進(jìn)行對接。

美國國家航空航天局（NASA）在研究和實驗的基礎(chǔ)上層制造了小型斜翼驗證機(jī)AD-1，近年由諾斯羅普·格魯曼公司進(jìn)行初始設(shè)計的“彈簧小折刀”(Switchblade)飛翼式斜翼驗證機(jī)。斜翼機(jī)在原理上它與變后掠翼飛機(jī)相似。飛機(jī)在起飛、著陸和低速飛行時，機(jī)翼位置如圖中的虛線所示，相當(dāng)于平直機(jī)翼，這時機(jī)翼展長最大，誘導(dǎo)阻力小，升力系數(shù)大，起飛著陸和低速飛行性能好。飛機(jī)以高亞音速和超音速飛行時，機(jī)翼可繞樞軸轉(zhuǎn)動某一角度（圖中實線位置）。這時，一側(cè)機(jī)翼前掠，另一側(cè)機(jī)翼后掠，都可以推遲激波的產(chǎn)生,從而減小阻力,提高巡航時的升阻比，降低油耗。斜翼機(jī)與變后掠翼飛機(jī)的區(qū)別是當(dāng)左半翼處于后掠位置時，右半翼則前掠。機(jī)翼在斜翼位置時，整個飛機(jī)橫截面面積沿機(jī)身軸的分布較后掠翼飛機(jī)均勻，近于流線體，在降低波阻方面比后掠翼更為有利。斜翼機(jī)左右半翼連成一體，簡化了機(jī)翼與機(jī)身的連接結(jié)構(gòu)，但在斜置位置上左右半翼不對稱，會由滾轉(zhuǎn)操縱引起俯仰和偏航運動。斜置機(jī)翼飛機(jī)的研究歷史在M.Hirschberg，D.Hart和T.Beutner的“A Summary of a Half-Century of Oblique Wing Research”45th AIAA AerospaceSciences Meeting and Exhibit,AIAA Paper2007-150,Jan.2007中可見，該文獻(xiàn)在此通過引用并入本文。

中國專利CN101795939A公開了一種優(yōu)化飛翼式斜翼機(jī)的方案，該方案主要針對單個飛翼式斜翼機(jī)進(jìn)行外形設(shè)計，使得斜翼機(jī)獲得更大的裝載空間、更好的飛行性能以及相對滿意的操縱方式。