一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器

1.本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器。


背景技术：

2.现有常规布局载重无人机与串列式载重无人机在起飞和降落阶段表现欠佳，对起飞与降落的环境要较高的要求，这是由于飞行器低速性能不足导致，此外，面对大迎角机动，机翼失速抑或是进入螺旋的情况下难以改出，容易造成飞行器坠毁。


技术实现要素：

3.本发明为解决上述的技术问题而提供一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，通过将原先产生阻力影响飞行性能的机身转变为可产生升力的机身，增大飞行器飞行的速度区间，并且利用前后机翼安装角的差异优化失速特性，并通过改善飞行器横侧稳定性避免飞行器进入螺旋状态。
4.为解决上述问题，本发明采用如下技术方案：
5.一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身、前升力机翼、后升力机翼、动力系统和控制系统。所述翼形升力机身用于产生升力；所述前升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面；所述后升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；所述动力系统用于提供动力；所述控制系统用于控制所述动力系统；
6.其中，所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述控制系统还被配置为用于控制所述控制舵；
7.其中，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局。
8.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼的面积小于所述后升力机翼的面积。
9.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼的安装角为4
°
，所述后升力机翼的安装角为2
°
。
10.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼和后升力机翼均配置为与所述翼形升力机身的侧面可拆卸连接。
11.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述翼形升力机身呈以机翼横截面为轮廓的拉伸体，所述翼形升力机身具有向外突出的上表面和向外突出的下表面，所述翼形升力机身两侧面均为竖直平面。
12.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述翼形升力机身的尾端具有尾翼，所述尾翼一侧面与所述竖直平面持平，且所述尾翼末端沿远离所述翼形升力机身方向延伸。
13.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼位于所述翼形升力机身侧面的前端，所述后升力机翼位于所述翼形升力机身侧
面的末端，且所述前升力机翼的前缘根部与所述翼形升力机身侧面的前端点重合。
14.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述前升力机翼和后升力机翼均为梯形机翼。
15.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述后升力机翼的梢根比为0.44，所述前升力机翼的梢根比为0.6，所述后升力机翼的展弦比为3.1，所述前升力机翼的展弦比为2.79。
16.本公开至少一实施例提供的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器中，所述翼形升力机身为以naca0014翼型机翼横截面的轮廓拉伸的结构体仿形。
17.本发明的有益效果为：
18.飞行器采用前后两对机翼与机身共同产生升力，且前后机翼后缘都布置有控制舵面，与传统常规布局载重飞行器主要由副翼与尾翼实现姿态控制相比，大大增强载重飞行器的操纵性，适应大载重飞行器复杂地形条件下的运输任务需求。
19.采用升力体式机身设计，大大减小载重飞行器机身阻力的同时显著提高飞行器升力系数，升阻比与升力线斜率，进一步提升飞行器载重性能，机动性能与巡航性能，尤其是提升飞行器在低速飞行状态下的升力特性与机动性。适应飞行器大载重长时间巡航的任务需求，并满足更大的速度应用区间。另一方面，翼形升力机身身大大扩展了载重飞行器的可用货舱容积，适应飞行器大体积物资运输需求。
20.翼形升力机身采用以机翼横截面为轮廓的拉伸体，无复杂曲面设计，相比于其他翼身融合升力体飞行器，有更低的制作成本与更短的制作周期，适应飞行器快速投产，大批量装备的任务需求。
21.翼形升力机身带来良好的控制稳定性，串列式布局使得飞行器足够灵活，升力体与串列式布局的融合使得飞行器较常规载重飞行器而言具有更强的机动性，以更快的响应满足复杂的地貌并稳定飞行。
附图说明
22.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
23.图1为本发明一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的侧视图。
24.图2为本发明一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的局部结构示意图。
25.图3为本发明一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的翼形升力机身的立体图。
26.图4为前升力机翼与后升力机翼的安装角示意图。
27.图5为升力线斜率与后掠角关系图。
28.图6为mh114翼型在re＝200000时升力线斜率随攻角变化情况。
29.图7为机翼绕流压力云图。
30.图8为本发明一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器的尺寸及翼面布局示意图。
31.图中：
32.10、翼形升力机身； 11、尾翼；
33.20、前升力机翼； 21、控制舵；
34.30、后升力机翼。
具体实施方式
35.下面将结合实施例中的附图，对实施例中的技术方案进行清晰、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是一部分实施例，而不是全部的实施例。
36.实施例
37.如图1至4所示，一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身10、前升力机翼20、后升力机翼30、动力系统和控制系统(未图示)。翼形升力机身10用于产生升力；前升力机翼20配置在翼形升力机身10侧面；后升力机翼30配置在翼形升力机身10侧面，且后升力机翼30位于前升力机翼20的后方；前升力机翼20和后升力机翼30为串列式布局。
38.动力系统用于提供动力；控制系统(未图示)用于控制动力系统运作。
39.示例性地，动力系统包含有无刷电机和螺旋桨，无刷电机配置在翼形升力机身10内，且通过在翼形升力机身10上设置有穿出孔，使得无刷电机的输出轴可以通过穿出孔穿出翼形升力机身10外，并与螺旋桨固定连接；无刷电机的输出轴位于翼形升力机身10前端中部，且无刷电机的输出轴与翼形升力机身10的两侧面平行。
40.示例性地，控制系统包含有蓄电池、飞行控制器和与飞行控制器适配的遥控，蓄电池和飞行控制器均装配在翼形升力机身10内。飞行控制器和无刷电机均由蓄电池供电，飞行控制器与无刷电机电性连接，飞行控制器控制无刷电机工作。
41.在本实施例中，前升力机翼20和后升力机翼30的后缘均配置有控制舵21，控制舵由蓄电池供电，并由控制系统控制。
42.在本实施例中，前升力机翼20的面积小于后升力机翼30的面积。
43.在本实施例中，前升力机翼20的安装角为4
°
，后升力机翼30的安装角为2
°
。
44.在本实施例中，前升力机翼20和后升力机翼30均配置为与翼形升力机身10的侧面可拆卸连接。通过采用了可拆卸的设计，拆装便捷性好，能够有利于使用者更换前升力机翼20和后升力机翼30。
45.在本实施例中，翼形升力机身10呈以机翼横截面为轮廓的拉伸体，翼形升力机身10具有向外突出的上表面和向外突出的下表面，翼形升力机身10两侧面均为竖直平面，所述翼形升力机身为中空设置。采用了翼形升力机身的设计，大大减小阻力的同时显著提高飞行器升力系数，升阻比与升力线斜率，进一步提升飞行器载重性能，机动性能与巡航性能，尤其是提升飞行器在低速飞行状态下的升力特性与机动性。适应飞行器大载重长时间巡航的任务需求，并满足更大的速度应用区间。另一方面，升力体机身大大扩展了载重飞行器的可用货舱容积，适应飞行器大体积物资运输需求。
46.在本实施例中，翼形升力机身10的尾端具有尾翼11，尾翼11一侧面与竖直平面持平，且尾翼11末端沿远离翼形升力机身10方向延伸。
47.在本实施例中，前升力机翼20和后升力机翼30均为梯形机翼，翼型为mh114，前升
力机翼20位于翼形升力机身10侧面的前端，后升力机翼30位于翼形升力机身10侧面的末端，且前升力机翼20的前缘根部与翼形升力机身10侧面的前端点重合。后升力机翼30的梢根比为0.44，前升力机翼20的梢根比为0.6，后升力机翼30的展弦比为3.1，前升力机翼20的展弦比为2.79。由于前升力机翼20的前缘根部与翼形升力机身10侧面的前端点重合，其质心位置接近前后机翼距离中点，有利于提升整体的配载平衡。
48.在本实施例中，翼形升力机身10为以naca0014翼型机翼横截面的轮廓拉伸的结构体仿形。该翼型厚度大，前缘半径大，具有失速速度低，升力线斜率与最大升力系数高，俯仰配平力矩小等优良的气动特性。同时，还可以有效提高飞行器的载运性能，简化飞行器设计，易于生产加工，机身部分平直且没有扭转与过渡。
49.为了更清楚地说明实施例中的技术方案，下面对本公开的技术方案的详细阐述。
50.本公开给出了一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，主要分为机翼设计和机身设计。
51.本公开的中小型长航时串列式布局升力体飞行器的设计主要采用在结构与气动约束条件下，根据基本空气动力学理论与循环迭代方法，保障飞行器满足设计指标，并达到结构质量最轻与巡航升阻比最高的设计思想。飞行器的主要气动参数设计过程如下：
52.机翼翼型选择：
53.综合分析各翼型升力特性，结合本飞行器大载重，低速，小失速速度的性能要求，本公开认为飞行器应采用高弯度，大前缘半径，大厚度且最大弯度位置与最大厚度位置靠前的翼型。结合相关设计经验，本公开机翼部分采用mh114高升力翼型。该翼型有弯度高，厚度大，前缘半径大的设计特点；具有失速速度低，升力线斜率与最大升力系数高，失速攻角大等优良的气动特性。进一步，为简化飞行器设计，研制于生产，本公开采用无气动扭转，无外洗的平直机翼设计。
54.机翼安装角的确定：如图4和6所示，结合mh114翼型升阻特性关系，经过cfd计算确定前升力机翼和后升力机翼的翼差角为2
°
；前升力机翼20的安装角为4
°
，后升力机翼30的安装角为2
°
。
55.机翼面积的确定：
56.根据飞行器升力量纲方程：
[0057][0058]
其中：根据翼型升力特性估算得到飞行器起飞升力系数c
l
＝1.5，空气密度为ρ＝1.225kg/m3，基于飞行器设计起飞重量m＝9kg、设计起飞速度v
∞
＝14m/s解算得到飞行器所需机翼面积大于s
wings
≥0.6m2；
[0059]
升力机翼基本形状的确定：
[0060]
本公开的中小型长航时串列式布局升力体飞行器飞行速度量级远小于声速，不涉及激波阻力减阻设计，参考飞行器机翼后掠设计对飞行器气动特性影响(如图5所示)，故采用升力线斜率较高，加工工艺简便的平直机翼设计。进一步，根据飞行器气动设计原理，平直机翼在机翼环量展向分布为椭圆，展向下洗速度为常数时有最小诱导阻力，且对应椭圆形机翼；但由于椭圆机翼加工制作困难，且机翼翼尖弦长极小，易于出现翼梢失速导致飞行器螺旋，故实际飞行器设计多采用易于加工，翼尖弦长较大的梯形机翼。
[0061]
前后升力机翼面积的确定：
[0062]
根据飞行器设计理论，飞行器重心应位于飞行器焦点附近，而飞行器焦点为飞行器迎角变化产生升力增量的等效作用点；根据空气动力学理论，相同迎角变化与流场条件情况下，机翼升力增量与机翼面积成正比；不难推导得出，串列布局飞行器前后机翼面积比与飞行器焦点位置相关，且前机翼面积越大，后机翼面积越小，有飞行器焦点越靠前，重心越靠前，反之亦然。本公开为了充分利用机身长度空间容纳货物吊舱，方便配载平衡，其质心位置应接近前后机翼距离中点，故不考虑前后机翼流动干扰升力损失条件下，飞行器前后机翼面积应相等；进一步，本公开经过cfd解算，得到前机翼对后机翼存在流动干扰，造成后机翼升力损失，后机翼升力增量减弱；故为补偿后机翼升力增量，本研究适当调整前后机翼面积比，放大后机翼面积，缩小前机翼面积，保障飞行器质心位于前后机翼位置重点附近，充分利用机身长度空间。
[0063]
cfd解算得到飞行器机翼绕流压力云图如图7所示，由图可得，后机翼相比于前机翼，其上下表面附近压力差较小，且后机翼驻点(压力较高的红色位置)相比于前机翼位置偏机翼上表面，故后机翼相比于前机翼取得较小的升力系数。
[0064]
机翼展弦比：
[0065]
本设计类比常规布局大展弦比载重飞行器，参考其展弦比约为6-8；,根据基本几何理论，相等机翼面积下，机翼展弦比越高，机翼展长越大；根据基本理论力学关系有，相等飞行器载荷条件下，机翼翼展越大，其机翼根部受正应力与剪应力越强，其结构设计要求更高，且机翼刚度越差，难以适应大机动飞行；为尽可能降低飞行器结构重量，提升飞行器操纵性，本研究基于设计经验，采取展弦比选取常规布局飞行器的1/2至1/3。
[0066]
机翼根梢比：
[0067]
基于基本飞行器空气动力学理论，飞行器机翼梢根比在0.3-0.5附近有诱导阻力系数最小，由于小展弦比大根梢比机翼的机翼前缘后掠角较大大，此类设计的制作工艺复杂；故综合考虑飞行器制作周期与成本，采用梢根比为0.44的后机翼设计；进一步，为简化飞行器设计制作，采用前后机翼零部件互通设计，故前机翼几何形状为后机翼基础上消去翼尖，得到前机翼梢根比为0.6；
[0068]
基于以上几何约束条件，得到飞行器机翼投影几何设计参数以及为方便起落架布置得到的垂直尾翼参数如下表所示：
[0069]
表1主机翼及垂直尾翼气动设计参数
[0070][0071]
机身设计：
[0072]
为实现模块化的设计思想，同时确保高升阻比，采用升力体机身设计，在翼身融合设计理念的同时确保机身与机翼能解耦作用，以确保不同的机翼与机身之间能有更高的适配性。
[0073]
翼形升力机身的翼型选择：综合分析各翼型升力特性，结合本飞行器大载重，低速，小失速速度的性能要求，考虑与机翼翼型配合，机身部分选用naca0014翼型。该翼型厚度大，前缘半径大，具有失速速度低，升力线斜率与最大升力系数高，俯仰配平力矩小等优良的气动特性。同时，还可以有效提高飞行器的载运性能。进一步，为简化飞行器设计，易于生产加工，机身部分平直、没有扭转与过渡。
[0074]
机身尺寸及翼面布局：如图8所示，考虑到飞行器的载运特性，为充分利用机身长宽空间，实现较高运载量，机身升力体部分长1130mm，宽400mm。根据飞行器设计理论，飞行器重心应位于飞行器焦点附近，而飞行器焦点为飞行器迎角变化产生升力增量的等效作用点；根据空气动力学理论，相同迎角变化与流场条件情况下，机翼升力增量与机翼面积成正比；同时为方便配载平衡，其质心位置应接近前后机翼距离中点，故设置上前翼面根部前端点与机身前端点平齐，后翼面根部前端点距离机身前端点730mm。
[0075]
垂直安定面与方向舵：基于既往设计经验，为保障飞行器横侧稳定性与操纵性，本发明于升力体机身尾部布置垂直安定面与方向舵，其采用简单平板翼型，翼型厚度为5mm。经过cfd与试飞试验验证飞行器具有足够的横侧安定性与操纵性。
[0076]
气动特性：一方面，升力体机身设计可显著减小机身阻力，且大幅增加升力系数，显著提升飞行器整机升力系数与升阻比，提升飞行器运载能力与巡航性能。另一方面，升力体机身显著增加飞行器升力线斜率与有效升力面积，保障飞行器高机动飞行能力。
[0077]
尽管上面已经示出和描述了本技术的实施例，但本发明的保护范围并不局限于此，任何不经过创造性劳动想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内；除非明确说明，否则本文中使用的任何元件、动作或指令都不应解释为关键或必要的。

技术特征：
1.一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，包括：翼形升力机身，用于产生升力；前升力机翼，配置在所述翼形升力机身侧面；后升力机翼，配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；动力系统，用于提供动力；控制系统，用于控制所述动力系统；其中，所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述控制系统还被配置为用于控制所述控制舵；其中，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局。2.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼的面积小于所述后升力机翼的面积。3.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼的安装角为4
°
，所述后升力机翼的安装角为2
°
。4.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼和后升力机翼均配置为与所述翼形升力机身的侧面可拆卸连接。5.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述翼形升力机身配置为与以机翼横截面的轮廓拉伸的结构体仿形，所述翼形升力机身具有向外突出的上表面和向外突出的下表面，所述翼形升力机身两侧面均为竖直平面，所述翼形升力机身为中空设置。6.根据权利要求5所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述翼形升力机身的尾端具有尾翼，所述尾翼一侧面与所述竖直平面持平，且所述尾翼末端沿远离所述翼形升力机身方向延伸。7.根据权利要求5所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼位于所述翼形升力机身侧面的前端，所述后升力机翼位于所述翼形升力机身侧面的末端，且所述前升力机翼的前缘根部与所述翼形升力机身侧面的前端点重合。8.根据权利要求1所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述前升力机翼和后升力机翼均为梯形机翼。9.根据权利要求8所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述后升力机翼的梢根比为0.44，所述前升力机翼的梢根比为0.6，所述后升力机翼的展弦比为3.1，所述前升力机翼的展弦比为2.79。10.根据权利要求5所述的一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，其特征在于，所述翼形升力机身与以naca0014翼型机翼横截面的轮廓拉伸的结构体仿形。

技术总结
本发明公开一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器，包括翼形升力机身、前升力机翼、后升力机翼、动力系统和控制系统；所述翼形升力机身用于产生升力；所述前升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面；所述后升力机翼配置在所述翼形升力机身侧面，且位于所述前升力机翼的后方；所述前升力机翼和后升力机翼的后缘均配置有控制舵，所述前升力机翼和后升力机翼为串列式布局；该一种中小型长航时串列式布局升力体飞行器通过将原先产生阻力影响飞行性能的机身转变为可产生升力的升力体机身，增大飞行器飞行的速度区间，并且利用前后机翼安装角的差异优化失速特性，并通过改善飞行器横侧稳定性避免飞行器进入螺旋状态。性避免飞行器进入螺旋状态。性避免飞行器进入螺旋状态。


技术研发人员：刘昆 陈百辉 柯泽涛 秦梓杰 黎炜乐 赖德淳
受保护的技术使用者：中山大学
技术研发日：2023.03.17
技术公布日：2023/5/30