[發(fā)明專利]一種基于固定火警輔助動力的高機(jī)動無人機(jī)

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110608223.6
• 申請日: 2021-06-01
• 公開（公告）號: CN113335499A
• 公開（公告）日: 2021-09-03
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張健;孫智孝;胡婕;王玉浩;池萬秋;馬啟兵
• 申請（專利權(quán)）人: 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號: B64C3/10
• 分類號: B64C3/10;B64D27/02;B64D27/14;B64C39/02
• 代理公司: 北京航信高科知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準(zhǔn)

本申請?zhí)峁┝艘环N基于固定火警輔助動力的高機(jī)動無人機(jī)，所述無人機(jī)包括：呈飛翼式氣動布局的機(jī)身及機(jī)翼；以及沿著機(jī)身軸線設(shè)置的渦扇發(fā)動機(jī)和多個分布于所述機(jī)身軸線兩側(cè)的固體火箭發(fā)動機(jī)，其中，所述固體火箭發(fā)動機(jī)并排布置且對稱安裝在渦扇發(fā)動機(jī)的兩側(cè)，且所述固體火箭發(fā)動機(jī)的長細(xì)比大于渦扇發(fā)動機(jī)，同時所述固體火箭發(fā)動機(jī)的直徑小于所述渦扇發(fā)動機(jī)，所述固體火箭發(fā)動機(jī)推力線與所述無人機(jī)的重心在同一水平面內(nèi)。本申請的高機(jī)動無人機(jī)通過采用技術(shù)成熟、性能可靠的固體火箭發(fā)動機(jī)作為臨時輔助動力源，可有效避免無人機(jī)大過載飛行過程中的減速情況，增強(qiáng)無人機(jī)對抗空空導(dǎo)彈時的機(jī)動能力，提升無人機(jī)在空戰(zhàn)中的生存機(jī)率。

技術(shù)領(lǐng)域

本申請屬于飛機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于固定火警輔助動力的高機(jī)動無人機(jī)。

背景技術(shù)

隨著無人機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，使無人機(jī)對空作戰(zhàn)成為未來空戰(zhàn)的趨勢。在對空作戰(zhàn)中，飛機(jī)主要采用投放誘餌彈以及機(jī)動規(guī)避等手段與空空導(dǎo)彈進(jìn)行對抗。由于無人機(jī)飛行不受飛行員生理承受能力的限制，其可采取更大過載的機(jī)動動作來躲避空空導(dǎo)彈的攻擊，有效提升無人機(jī)在空戰(zhàn)中的生存機(jī)率。

然而無人機(jī)在機(jī)動躲避空空導(dǎo)彈過程中，需提高迎角以產(chǎn)生足夠的法向過載，但提高迎角的同時會導(dǎo)致無人機(jī)飛行阻力增加，且機(jī)動過載越大、阻力越大。當(dāng)前對空作戰(zhàn)飛機(jī)普遍采用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)作為動力裝置，渦扇發(fā)動機(jī)的工作原理決定了其無法實(shí)現(xiàn)無人機(jī)做大過載機(jī)動飛行時的推阻平衡，導(dǎo)致無人機(jī)速度降低。無人機(jī)飛行速度降低反過來導(dǎo)致最大可用過載下降，不利于實(shí)現(xiàn)對空空導(dǎo)彈的規(guī)避。

發(fā)明內(nèi)容

本申請的目的是提供了一種基于固定火警輔助動力的高機(jī)動無人機(jī)，以解決或減輕背景技術(shù)中的至少一個問題。

本申請的技術(shù)方案是：一種基于固定火警輔助動力的高機(jī)動無人機(jī)，所述無人機(jī)包括：

呈飛翼式氣動布局的機(jī)身及機(jī)翼；以及

沿著機(jī)身軸線設(shè)置的渦扇發(fā)動機(jī)和多個分布于所述機(jī)身軸線兩側(cè)的固體火箭發(fā)動機(jī)，其中，所述固體火箭發(fā)動機(jī)并排布置且對稱安裝在渦扇發(fā)動機(jī)的兩側(cè)，且所述固體火箭發(fā)動機(jī)的長細(xì)比大于渦扇發(fā)動機(jī)，同時所述固體火箭發(fā)動機(jī)的直徑小于所述渦扇發(fā)動機(jī)，所述固體火箭發(fā)動機(jī)推力線與所述無人機(jī)的重心在同一水平面內(nèi)。

進(jìn)一步的，所述無人機(jī)的機(jī)身頭部成馮卡門曲線造型。

進(jìn)一步的，所述無人機(jī)的機(jī)身下表面采用倒梯形截面構(gòu)型，機(jī)身上部沿機(jī)身軸線布置有進(jìn)氣道。

進(jìn)一步的，所述機(jī)翼包括主翼和邊條翼，所述主翼用于提供飛機(jī)飛行時的主要升力，所述邊條翼主要用于提升機(jī)翼升力特性。

進(jìn)一步的，所述主翼的前緣和后緣分別設(shè)置舵面。

進(jìn)一步的，所述邊條翼與主翼的前緣采用折線設(shè)計(jì)以減小前向雷達(dá)散射集中角度、提升無人機(jī)隱身特性。

進(jìn)一步的，所述固體火箭發(fā)動機(jī)與機(jī)身、機(jī)翼進(jìn)行氣動外形融合設(shè)計(jì)，以降低無人機(jī)整體橫截面積。

本申請的高機(jī)動無人機(jī)通過采用技術(shù)成熟、性能可靠的固體火箭發(fā)動機(jī)作為臨時輔助動力源，可有效避免無人機(jī)大過載飛行過程中的減速情況，增強(qiáng)無人機(jī)對抗空空導(dǎo)彈時的機(jī)動能力，提升無人機(jī)在空戰(zhàn)中的生存機(jī)率。

附圖說明

為了更清楚地說明本申請?zhí)峁┑募夹g(shù)方案，下面將對附圖作簡單地介紹。顯而易見地，下面描述的附圖僅僅是本申請的一些實(shí)施例。

圖1為本申請的無人機(jī)前視圖。

圖2為本申請的無人機(jī)俯視圖。

圖3為本申請的無人機(jī)立體圖。

具體實(shí)施方式

為使本申請實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本申請實(shí)施例中的附圖，對本申請實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。