[發明專利]一種氣彈試驗平臺

在審

• 申請號: 202110356042.9
• 申請日: 2021-04-01
• 公開（公告）號: CN112977879A
• 公開（公告）日: 2021-06-18
• 發明（設計）人: 張凱;康傳明;佟陽;周圣祿;楊捷;王軍
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60;B64C39/02
• 代理公司: 北京思創大成知識產權代理有限公司 11614
• 代理人: 高爽

本發明公開一種氣彈試驗平臺，包括：機體，機體包括機翼和沿機翼的展向依次設置的多個撐桿，機翼包括依次連接的多個機翼段，撐桿設置于相鄰機翼段的連接處，每個撐桿的一端設有一個動力裝置，另一端設有尾翼，動力裝置用于為機體提供飛行動力，每個撐桿下方設置有起落架；飛控系統，飛控系統設置于機體上，用于控制機體的飛行姿態；光柵測量系統，光柵測量系統設置于機體上，用于測量飛行過程中每個機翼段和撐桿的應變和加速度。該氣彈試驗平臺可根據試驗要求，調節展長和展弦比，機體結構尤其是機翼具備很大的柔性，可直觀反映高空長航時無人機大展弦比、低結構剛度、低翼載的特點。

技術領域

本發明屬于航空航天綜合試驗技術領域，更具體地，涉及一種氣彈試驗平臺。

背景技術

高空長航時無人機具有大展弦比和低結構剛度的特點，使得這種飛機運行和性能與常規飛機有較大差異：首先，高空長航時無人機在靜態或動態載荷的作用下，機翼會發生大變形，振動模態的遷移可能造成氣動彈性的變化；其次，飛行控制所需要考慮的控制模態也會因大變形發生變化；而且，由于振動頻率很低，容易出現飛行動力學和氣動彈性力學耦合的問題。

傳統的控制方法和基于線性理論的分析方法在分析高空長航時無人機時局限很大。由于機翼的大變形，飛機的短周期和長周期模態與傳統計算方法得到結果差異很大，此外由于大變形引起的結構振動頻率的下降，也有可能使飛機的顫振速度快速下降，甚至可能到設計巡航速度的水平。對于這種非線性問題，迫切需要新的分析方法和驗證手段。

密歇根大學設計研制的X-HALE無人機是研究大柔性飛行器氣動彈性的典型代表，主要目的在于驗證非線性氣動彈性和飛行模擬軟件。X-HALE的展長為8米、機翼面積為1.6平方米、總重為11千克，X-56A的展長為8.5米、機翼面積為8.5平方米、總重為218千克，對于這種無人機研究的更大翼展、更大柔性、更低翼載的氣彈試驗平臺在國內外尚屬空白。

因此，有必要提供一種適用于大翼展、大柔性、低翼載的氣彈試驗平臺。

發明內容

本發明的目的克服現有技術的不足，建立一種大翼展、大柔性、低翼載的氣彈試驗平臺。

為了實現上述目的，本發明提供一種氣彈試驗平臺，包括：

機體，所述機體包括機翼和沿所述機翼的展向依次設置的多個撐桿，所述機翼包括依次連接的多個機翼段，所述撐桿設置于相鄰所述機翼段的連接處，每個所述撐桿的一端設有一個動力裝置，另一端設有尾翼，所述動力裝置用于為所述機體提供飛行動力，每個所述撐桿下方設置有起落架；飛控系統，所述飛控系統設置于所述機體上，用于控制所述機體的飛行姿態；

光柵測量系統，所述光柵測量系統設置于所述機體上，用于測量飛行過程中每個所述機翼段和所述撐桿的應變和加速度。

優選地，還包括數據采集存儲系統，所述數據采集存儲系統分別與所述飛控系統、所述光柵測量系統連接，所述數據采集存儲系統用于采集所述機體飛行過程中的飛行數據。

優選地，所述飛行數據包括飛行過程中的所述機體的位置數據、飛行姿態數據、每個所述機翼段和所述撐桿的應變數據和加速度數據。

優選地，所述機翼段包括主梁、設置于所述主梁上的翼肋和包覆于所述翼肋的非承力蒙皮。

優選地，所述撐桿垂直于所述機翼，所述動力裝置包括電機、螺旋槳和電池，所述螺旋槳設于所述撐桿的所述一端且所述螺旋槳的中心軸線與所述撐桿的軸線重合，所述電機用于驅動所述螺旋槳的旋轉，所述電機與所述電池電性連接。

優選地，每個所述機翼段沿其軸線對稱設置一對副翼。

優選地，所述尾翼包括十字布置的水平尾翼和垂直尾翼，所述水平尾上翼設有一對升降舵，所述垂直尾翼上設有方向舵。