一种燃气涡轮动力式空中跑道的制作方法

1.本发明属于飞行器设计领域，具体是一种燃气涡轮动力式空中跑道，用于帮助固定翼飞行器进行垂直起降。


背景技术：

2.自1903年12月17日，美国的莱特兄弟试飞成功“飞行者一号”以来，固定翼飞行器一直采用的是起落架滑跑起降，直到上世纪60年代，出现了鹞式战斗机，它利用机身可旋转喷气口，进行垂直起落、过渡飞行和常规飞行，从而实现了固定飞行器的垂直起降，其后美国的f-35也可利用矢量喷口和升力风扇进行垂直起降。
3.但是，这种起降方式需要在机体上安装大量用于偏转喷口的机械装置，而转入平飞后，这些装置显然毫无用处，浪费了固定翼飞行器平飞时宝贵的载荷和空间；与此同时，垂直起降阶段功率损失严重，对于追求高效的固定翼飞行器来说，这就意味着续航时间变短、有效载荷大大减少。
4.文献1：cn113716048a,2021-11-30.王松、骈学超等提出“一种浮游式空中移动机场平台搭载固定翼飞机的起降方法”，采用四旋翼对固定翼飞行器进行驮起驮降，但这种起降方式因四旋翼载重小、速度慢，驮载固定翼后两者很难加速到固定翼所需最小飞行速度，而且当四旋翼加速前飞时，机身前倾角度过大导致过渡对接很难成功。
5.文献2：cn114194387b,2023-06-20.骈学超提出“一种共轴反桨双旋翼式空中移动跑道”，其本质是一种共轴双桨直升机，通过巧妙地加装起降平台演化为可对固定翼飞行器进行垂直起降的空中跑道，但是直升机双旋翼前飞速度有限且会带来下洗气流，这增加了固定翼飞行器与空中跑道过渡对接的风险。
6.综上，不同方式都有其固有劣势，往往只能被迫用于某一被限制的领域内。


技术实现要素：

7.针对上述问题，为了使固定翼飞行器能够脱离固定跑道、不需要安装额外的辅助装置且不需要牺牲固定翼的高效性就可以实现垂直起飞和降落，本发明提出了一种燃气涡轮动力式空中跑道，既可为固定翼无人机进行驮起驮降，通过加大空中跑道量级还可以为有人驾驶的固定翼飞行器进行驮起驮降。
8.所述燃气涡轮动力式空中跑道，包括多轴燃气涡轮动力飞行器和起降平台；起降平台通过易拆卸滑槽链接装置加装在多轴涡喷飞行器机体上方；空中跑道通过安装于起降平台上的吸附式对接装置连接和搭载固定翼飞行器。
9.飞行器根据载重大小需要，增加或减少涡轮喷气发动机数量，包括三轴、四轴、五轴、六轴或八轴涡喷等；当不安装起降平台时，飞行器单独作为纯涡喷飞行器前出执行任务。
10.所述飞行器包括机体和起落架；所述机体包括n个推力矢量涡喷动力单元、飞行控制与导航单元、能源供给单元、载荷机舱、复合材料n边形机架和整流罩；
11.所述机架上每隔360
°
/n安装一个涡喷动力单元，呈正多边形分布，飞行控制与导航单元安装在机架中部，载荷机舱安装在机架下方，空气进气口和进气道位于整流罩偏上方；
12.所述每个涡喷动力单元，均包括涡喷发动机和推力矢量喷嘴；
13.所述涡喷发动机替换为涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机，此时飞行器即为多轴涡扇动力飞行器或多轴涡桨动力飞行器。
14.涡喷发动机包括三个子系统，分别是燃油箱、燃油泵、燃油喷射器和油管组成的燃料系统；进气口、进气道、空气过滤器和压气机组成的空气进气系统；点火装置和燃烧室壁组成的燃烧室；
15.涡喷发动机通过飞行控制与导航单元控制油阀开合来改变供给燃油量，改变相应油门大小，从而改变发动机推力大小，同理，通过改变推力矢量喷嘴的偏转角度来改变推力矢量在水平方向上的分力来提供前进动力，偏转方向不同便可向不同方向飞行，从而实现飞行器位姿的变化。
16.所述的起降平台为圆形结构，上平面平铺一张高密度碳纤维收纳网，网间均匀布置采用高强度碳纤维材料制作的加强肋，上平面的中间安装着图像识别装置或图像标识物，用于末端高精度对接定位，同时上平面安装对接装置，通过控制器进行固定翼无人机的吸附和释放。
17.所述空中跑道驮载固定翼飞行器进行垂直起飞、空中脱离、空中对接和垂直降落操作的具体过程如下：
18.步骤一，在起飞阶段，将固定翼飞行器与所述空中跑道对接在一起，固定成组合结构，借助多轴涡喷发动机摆脱重力，垂直起飞。
19.具体为：
20.定义n个推力矢量喷嘴的初始方向均与机体坐标系下x轴正方向平行，即
21.在起飞时，所有推力矢量喷嘴逐步向下偏转，使得在垂直方向上的总推力变大，从而实现垂直起飞；通过控制的大小来控制垂直方向上的总推力大小，从而灵活控制组合机构的起飞速度。
22.步骤二，当组合结构到达预定高度后，飞行控制与导航单元发出控制指令，改变所有推力矢量喷嘴的旋转角度以及涡喷发动机的油门大小，在垂直方向上推力不变的前提下，增加水平方向上推力，使组合结构产生前飞的加速度和速度；此后，固定翼飞行器的发动机启动，通过不断加大组合机构的前飞速度，两者一同进入过渡期；
23.步骤三，在过渡期阶段，当组合结构的空速达到固定翼飞行器的最小平飞速度后，固定翼飞行器发动机满油输出，继续加快组合结构前飞速度，同时对接装置断电，固定翼飞行器加速分离，空中跑道脱离并逐渐减速。此后，固定翼飞行器前飞并执行任务，空中跑道返回着陆点并在地面等待；
24.过渡期动力学模型如下：
[0025][0026]
式中，ti表示第i个涡喷发动机提供的推力，βi表示第i个推力矢量喷嘴的转动角度，l表示固定翼飞行器的升力，m表示多轴涡喷飞行器的质量，m表示固定翼飞行器的质量，g表示当地重力加速度，a
x
表示组合机构沿x轴的加速度，i表示组合机构的转动惯量，表示转动角加速度，v
x
表示组合机构沿x轴的速度，vy表示沿y轴的速度，ω表示转动角速度，ρ表示空气密度，s表示固定翼飞行器的机翼面积，c
l
表示固定翼飞行器的升力系数，d1表示多轴涡喷飞行器所受阻力，c表示多轴涡喷飞行器的阻力系数，d2表示固定翼飞行器的阻力，cd表示固定翼飞行器的阻力系数。
[0027]
当根据动力学模型解算出不同速度、加速度条件下所需发动机推力和喷嘴转动角度，输入飞行控制与导航单元，根据控制律解算出油门及舵机的控制指令，从而使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化、喷嘴转动角度变化，使得涡喷发动机的推力矢量发生改变，使得组合机构位移和转动发生变化，最终实现组合机构过渡期飞行控制。
[0028]
步骤四，当固定翼飞行器任务执行完毕，开始返航后，空中跑道再次垂直起飞并爬升高度，进入事先预设好的平飞对接航线保持高度、较低空速飞行，固定翼飞行器持续跟踪空中跑道并进入引导对接阶段；
[0029]
具体为：飞行控制与导航单元的差分卫星导航模块，采用动态对动态相对差分定位技术，不断缩小固定翼飞行器与空中跑道的相对距离，当两者相对距离满足引导切换条件时，引入末端图像引导固定翼飞行器跟空中跑道进行对接。
[0030]
引导切换距离满足条件如下：
[0031]
|δx|≤2.25m,|δy|≤2.25m,δz≤3m
[0032]
|δx|为机体坐标系下空中跑道与固定翼飞行器沿x轴相对位置差的绝对值，|δy|为机体坐标系下两者沿y轴相对位置差的绝对值，δz为机体坐标系下空中跑道与固定翼飞行器沿z轴相对位置差；
[0033]
步骤五，当空中跑道和固定翼飞行器的三维位置相对距离小于10cm且姿态角相近后，开启对接装置，保证两者连接成为组合结构。
[0034]
步骤六，固定翼飞行器的发动机转速逐渐减小，组合结构共同制动减速，直至固定翼飞行器的发动机转速减小为0，空中跑道搭载固定翼飞行器飞行至着陆点并垂直降落，整个飞行任务结束。
[0035]
进一步，本发明所述燃气涡轮动力式空中跑道还具有地面转运模式，通过地面转运控制算法，将自身及其驮载的固定翼飞行器自动转运至指定停机坪，适用于起降空间狭
小的山洞机场，以及舰载无人机从机库调运至甲板起飞位等场景。
[0036]
本发明的优点在于：
[0037]
(1)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，不需要传统固定的地面机场跑道，即可在任何地点帮助固定翼飞行器进行垂直起飞、垂直降落，部署更加灵活、机动，即使是护卫舰、驱逐舰等仅有直升机停机坪的舰船，或者仅有隐藏山洞存放固定翼飞行器而无机场跑道的隐蔽军事基地，也可以起飞降落固定翼飞行器；
[0038]
(2)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，主体采用多轴涡喷飞行器，得益于强大的涡喷发动机，尤其是在添加加力燃烧室后，其巡航速度可远大于固定翼飞行器最小起飞速度，甚至可以进行超音速飞行，同时多轴涡喷飞行器的有效载荷非常大，意味着可以起降更大更快的固定翼飞行器，尤其是歼击机、战斗机等；
[0039]
(3)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，其姿态控制、位置控制主要是通过控制所有涡喷发动机的油门大小及对应推力矢量喷嘴的偏转角来实现，飞行相较于直升机更加灵活，且前飞、后飞时机体本身姿态变化非常小，对于空中对接固定翼飞行器具有天然优势；
[0040]
(4)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，应用于舰船上对固定翼飞行器进行驮起驮降，减小了对船体大小的要求，拥有直升机停机坪的舰船便可以起降固定翼舰载机，多艘该型舰船便可有代替传统航母的趋势；
[0041]
(5)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，通过可分离的空中跑道对固定翼飞行器进行驮起驮降，使得固定翼飞行器减少了起落架的设计与安装，增大了有效载荷、提升了效率；
[0042]
(6)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，对于某些特殊构型或特殊要求的固定翼飞行器，甚至可以驮载固定翼飞行器垂直爬升，达到一定高度后，固定翼飞行器所积累的重力势能足够直接脱离，即使没有水平加速、没有水平动能，仍可以令该固定翼飞行器垂直下落使重力势能转化为竖直方向上的动能，而后逐渐拉起固定翼飞行器进入巡航模态；
[0043]
(7)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，该平台还可以扩展使用功能，比如后期可以加装充电桩、加油箱等工具，从而增加为固定翼飞行器空中不降落充电、加油等功能；
[0044]
(8)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，除可作为空中跑道对固定翼飞机驮起驮降外，在固定翼执行任务无需起降时，该涡轮喷气动力式空中跑道还可以在快速卸载起降平台后，加装侦察载荷、打击载荷作为一种直升机飞行器去执行任务；
[0045]
(9)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，不同于固定翼子母机或者旋翼空中跑道在空中对接、空中分离时会带来复杂的气动耦合问题，本发明由于不是靠机翼翼型产生气动升力，对空中气流变化不敏感，可以避免在空中对接、空中分离时会带来复杂的气动耦合的问题，同时，网状起降平台可以保证其上固定翼飞行器机翼有足够的气动升力；
[0046]
(10)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，多轴涡喷飞行器载重大、速度快，但是由于采用涡轮喷气发动机导致续航时间有限，而固定翼飞行器得益于优秀的气动升力，续航时间往往很长，但起飞往往需要固定跑道，本发明可在规避两者缺点的同时，充分发挥两种不同飞行器的优点；
[0047]
(11)本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道，安装有起落架及对应前后轮，在地面模式下，可将自身及其上的无起落架固定翼飞行器自动转运至停机坪，对于起降空间狭小
的山洞机场可实现灵活地面转运，尤其对于舰载无人机从机库调运至甲板起飞位，这种可自主灵活转运的功能非常重要。
附图说明
[0048]
图1为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道与固定翼飞行器的组合机构结构模型图；
[0049]
图2为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道模型下视图；
[0050]
图3为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道(四轴涡喷)与固定翼飞行器组合结构工作示意图；
[0051]
图4为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道(六轴涡喷)与固定翼飞行器组合结构工作示意图；
[0052]
图5为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道与固定翼飞行器工作流程图；
[0053]
图6为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道(四轴涡喷)与固定翼飞行器的组合结构前飞示意图；
[0054]
图7为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道(六轴涡喷)与固定翼飞行器的组合结构前飞示意图；
[0055]
图8为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道(四轴涡喷)与固定翼飞行器的组合结构过渡阶段动力学分析图
[0056]
图9为本发明一种燃气涡轮动力式空中跑道(六轴涡喷)与六轴涡喷飞行器对比图。
具体实施方式
[0057]
下面结合附图和实施例对本发明进行进一步详细说明。
[0058]
本发明公开了一种燃气涡轮动力式空中跑道，能够使固定翼飞行器不使用机场固定跑道且不需要自身加装额外矢量发动机或者旋翼组，就可以垂直起飞、降落；所述空中跑道可作为单纯空中跑道对固定翼飞机驮起驮降，当固定翼执行任务无需起降时，可切换为常规无人机模式，通过加装侦察载荷、打击载荷作为一种新型垂直起降无人机去执行任务。
[0059]
所述燃气涡轮动力式空中跑道，包括多轴燃气涡轮动力飞行器和起降平台；多轴涡喷飞行器与起降平台之间通过一组易拆卸螺栓、螺母连接装置连接；空中跑道通过安装于起降平台上的吸附式对接装置连接和搭载固定翼飞行器。
[0060]
飞行器根据载重大小需要，增加或减少涡轮喷气发动机数量，包括三轴、四轴、五轴、六轴或八轴涡喷等；当不安装起降平台时，飞行器单独作为纯涡喷飞行器前出执行任务。
[0061]
所述飞行器包括机体和起落架；所述机体包括n个推力矢量涡喷动力单元、飞行控制与导航单元、能源供给单元、载荷机舱、数据链路、复合材料圆形机架、内部线缆和整流罩；
[0062]
所述机架上每隔360
°
/n安装一个涡喷动力单元，呈正多边形分布，飞行控制与导航单元安装在机架中部，载荷机舱安装在机架下方，空气进气口和进气道位于整流罩偏上方；
[0063]
所述每个涡喷动力单元，均包括涡喷发动机和推力矢量喷嘴；
[0064]
所述涡喷发动机替换为涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机，此时飞行器即为多轴涡扇动力飞行器或多轴涡桨动力飞行器。
[0065]
涡喷发动机包括三个子系统，分别是燃油箱、燃油泵、燃油喷射器和油管组成的燃料系统；进气口、进气道、空气过滤器和压气机组成的空气进气系统；点火装置和燃烧室壁组成的燃烧室；
[0066]
涡喷发动机通过飞行控制与导航单元控制油阀开合来改变供给燃油量，改变相应油门大小，从而改变发动机推力大小，同理，通过改变推力矢量喷嘴的偏转角度来改变推力矢量在水平方向上的分力来提供前进动力，偏转方向不同便可向不同方向飞行，从而实现飞行器位姿的变化。
[0067]
进一步，推力矢量喷嘴由旋转液压马达、马达齿轮、液压旋转连接器、齿轮旋转角传感器、俯仰液压马达、喷口、转动角传感器、大齿轮座圈和伺服电磁阀等组成，具体为二元轴对称推力矢量喷嘴，每个推力矢量喷嘴只有一个转动自由度，转动范围为0
°
～90
°
；
[0068]
进一步，所述的飞行控制与导航单元包括飞行控制计算机和精确导航计算机；飞行控制计算机负责根据地面站发送位置、任务指令使用内嵌控制律来计算油阀开合程度和喷嘴偏转角度等控制输出；精确导航计算机由惯性导航模块、无线电导航模块、差分卫星导航模块和视觉导航模块等组成，用于实时测量飞行器当前精确位姿信息。特别地，其中差分卫星导航模块和视觉导航模块利用动态对动态相对定位技术可以得到在空中时空中跑道与固定翼飞行器实时的精确相对位置、姿态信息；
[0069]
同时，分卫星导航模块的地面端安装在多轴涡喷飞行器上，机载端安装在固定翼飞行器上，提供两者之间精确的相对位置、速度和航向，进行远程及近端制导。
[0070]
所述的能源供给单元包括燃油箱、发电机、电池组成，燃油箱中的燃油是原始能源，通过发动机发电为电池实时充电可以满足飞行控制与导航单元、任务载荷等航电设备的用电需求。后续可根据无人机能源发展趋势，升级更先进的能源供给单元；
[0071]
进一步，所述的载荷机舱可以加装光电吊舱、红外吊舱、电子侦察吊舱、磁探、雷达侦察等侦察型载荷，也可以加装空对地导弹、空空格斗弹、子母弹等打击型载荷；
[0072]
进一步，所述的数据链路包括机载数据终端和天线，建立一个空地双向数据传输通道，用于完成地面控制站对多轴涡喷飞行器的远距离遥控、遥测和任务信息传输。遥控实现对多轴涡喷飞行器和任务设备进行远距离操作，遥测实现多轴涡喷飞行器状态的监测。
[0073]
所述的起降平台通过易拆卸滑槽链接装置加装在多轴涡喷飞行器机体上方，为铝合金制成的圆形结构，在起降平台平面上平铺一张高密度碳纤维收纳网，网间均匀布置采用高强度碳纤维材料制作的加强肋，高密度网孔可实现类似鱼叉格栅的作用，便于更好的固定其上驮载的固定翼飞行器。
[0074]
进一步，起降平台上平面的中间安装着图像识别装置或图像标识物，用于末端高精度对接定位，也可引入激光雷达数据进行制导。在起降平台的上平面还安装了磁吸式、仿生吸附式对接装置，通过控制器进行吸附和释放；起降平台的上平面还安装有防滑卡扣，防止固定翼飞行器在起降台上平面滑脱。
[0075]
所述空中跑道驮载固定翼飞行器进行垂直起飞、空中脱离、空中对接和垂直降落操作，包括以下两部分：第一段为以涡轮喷气动力式空中跑道为基准，固定翼飞行器主动寻
找并移动跟踪后精准降落于涡轮喷气动力式空中跑道上，组成组合结构一起返航；
[0076]
第二段是以固定翼飞行器为基准，固定翼飞行器返航至降落点附近时，在空中执行平飞对接航线，涡轮喷气动力式空中跑道主动寻找固定翼飞行器并进行移动跟踪，而后精准对接，组成组合结构之后一起返航。
[0077]
具体过程如下：
[0078]
步骤一，在起飞阶段，将固定翼飞行器与所述空中跑道通过磁吸式连接装置、防滑卡扣等对接在一起，固定成组合结构，借助多轴涡喷发动机摆脱重力，垂直起飞。
[0079]
具体为：
[0080]
在推力矢量喷嘴转动过程中，定义n个推力矢量喷嘴的初始方向均与机体坐标系下x轴正方向平行，即
[0081]
在起飞时，所有推力矢量喷嘴逐步向下偏转，使得在垂直方向上的总推力变大，从而实现垂直起飞；通过控制的大小来控制垂直方向上的总推力大小，从而灵活控制组合机构的起飞速度。
[0082]
如果需要使升降速度非常大，则可以在改变的同时加大发动机油门量。
[0083]
步骤二，当组合结构到达预定高度后，飞行控制计算机发出控制指令，改变所有推力矢量喷嘴的旋转角度以及涡喷发动机的油门大小，在垂直方向上推力不变的前提下，增加水平方向上推力，使组合结构产生前飞的加速度和速度；此后，固定翼飞行器的发动机启动，通过不断加大组合机构的前飞速度，两者一同进入过渡期；
[0084]
步骤三，在过渡期阶段，当组合结构的空速达到固定翼飞行器的最小平飞速度后，固定翼飞行器发动机满油输出，继续加快组合结构前飞速度，同时对接装置断电，固定翼飞行器加速分离，空中跑道脱离并逐渐减速。此后，固定翼飞行器前飞并执行任务，空中跑道返回着陆点并在地面等待；
[0085]
过渡期动力学模型如下：
[0086][0087]
式中，ti表示第i个涡喷发动机提供的推力，βi表示第i个推力矢量喷嘴的转动角度，l表示固定翼飞行器的升力，m表示多轴涡喷飞行器的质量，m表示固定翼飞行器的质量，g表示当地重力加速度，a
x
表示组合机构沿x轴的加速度，i表示组合机构的转动惯量，表示转动角加速度，表示等价变量，v
x
表示组合机构沿x轴方向的速度，表示等价变量，vy表
[0088]
示沿y轴的速度，表示等价变量，ω表示转动角速度，ρ表示空气密度，s表示固定
翼飞行器的机翼面积，c
l
表示固定翼飞行器的升力系数，d1表示多轴涡喷飞行器所受阻力，c表示多轴涡喷飞行器的阻力系数，d2表示固定翼飞行器的阻力，cd表示固定翼飞行器的阻力系数。
[0089]
当根据动力学模型解算出不同速度、加速度条件下所需发动机推力和喷嘴转动角度，输入飞行控制与导航单元，根据控制律解算出油门及舵机的控制指令，从而使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化、喷嘴转动角度变化，使得涡喷发动机的推力矢量发生改变，使得组合机构位移和转动发生变化，最终实现组合机构过渡期飞行控制。
[0090]
步骤四，当固定翼飞行器任务执行完毕，开始返航后，空中跑道再次垂直起飞并爬升高度，进入事先预设好的平飞对接航线保持高度、较低空速飞行，形成一条虚拟的空中移动跑道；固定翼飞行器持续跟踪空中跑道并进入近航线、下滑线，引导对接阶段；
[0091]
具体为：飞行控制与导航单元的差分卫星导航模块，采用动态对动态相对差分定位技术获取精确相对位姿，空中跑道引导雷达开机，不断缩小固定翼飞行器与空中跑道的相对距离，当两者相对距离满足引导切换条件时，引入末端图像引导固定翼飞行器跟空中跑道进行对接。
[0092]
引导切换距离满足条件如下：
[0093]
|δx|≤2.25m,|δy|≤2.25m,δz≤3m
[0094]
|δx|为机体坐标系下空中跑道与固定翼飞行器沿x轴相对位置差的绝对值，|δy|为机体坐标系下两者沿y轴相对位置差的绝对值，δz为机体坐标系下空中跑道与固定翼飞行器沿z轴相对位置差；
[0095]
步骤五，当空中跑道和固定翼飞行器的三维位置相对距离小于10cm且姿态角相近后，开启磁吸式连接装置，对固定翼飞行器机身下方的铁板产生强吸力，在两者充分接触后，打开仿生鱼吸附装置，保证两者连接成为组合结构。
[0096]
步骤六，固定翼飞行器的发动机转速逐渐减小，组合结构共同制动减速，直至固定翼飞行器的发动机转速减小为0，空中跑道搭载固定翼飞行器飞行至着陆点并垂直降落，整个飞行任务结束。
[0097]
进一步，本发明所述燃气涡轮动力式空中跑道还具有地面转运模式，通过不同于空中飞行控制的地面转运控制算法，将自身及其驮载的无起落架固定翼飞行器自动转运至指定停机坪，适用于起降空间狭小的山洞机场可实现灵活地面转运，尤其对于舰载无人机从机库调运至甲板起飞位这种可自主灵活转运的功能非常重要。
[0098]
实施例：
[0099]
所述的涡轮喷气动力式空中跑道本质上是一种多轴涡喷飞行器，以六轴涡喷飞行器为例，如图1所示，包括六轴涡喷飞行器301和起降平台302；多轴涡喷飞行器与起降平台之间通过一组易拆卸螺栓、螺母连接装置连接。空中跑道通过多种吸附式对接装置307上连接、搭载固定翼飞行器308。当不安装起降平台302时，如图9所示，六轴涡喷飞行器301可以作为纯涡喷飞行器前出执行任务。
[0100]
六轴涡喷飞行器301作为主体，如图2所示，与飞行器需要依靠升力翼不同，该六轴涡喷飞行器301通过对称安装的六台涡喷发动机311-316所喷射气流的反推力来克服重力，结构紧凑、外形尺寸小且飞行稳定性好，便于操纵，同时相同体积下载重较大。对于特殊构型或有特殊要求的固定翼飞行器，可由空中跑道驮载其垂直爬升至一定高度后，不经过水
平加速，直接分离，固定翼飞行器垂直下落且发动机开到最大，由重力势能和机械能转换的垂直方向动能足够即垂直速度足够时，打升降舵逐步拉起固定翼飞行器，直至进入巡航阶段。
[0101]
具体地，如图1所示，该六轴涡喷飞行器机体包括复合材料六边形机架309、内部线缆和整流罩305；机架上每隔60
°
安装一个推力矢量涡喷动力单元，共安装六个，呈六边形分布，飞行控制与导航单元310安装在机架中部，载荷机舱安装在机架下方，空气进气口306和进气道位于整流罩偏305上方；
[0102]
所述的推力矢量涡喷动力单元包括涡喷发动机311-316和对应的推力矢量喷嘴303，涡喷发动机通过控制油阀开合来改变供给燃油量，改变相应油门大小，从而改变发动机推力大小，通过改变推力矢量喷嘴的偏转角度来改变推力矢量方向，从而实现飞行器位姿的变化。
[0103]
燃气涡轮动力式空中跑道与固定翼飞行器工作流程如图3和图4所示，
[0104]
以四轴涡喷飞行器为例，如图3所示，在推力矢量喷嘴转动过程中，定义喷嘴的初始方向与机体坐标系下x轴正方向平行，即在起飞时，喷嘴逐步向下偏转，使得在垂直方向上的总推力变大或减小，从而实现垂直起飞或者垂直降落；
[0105]
当组合结构到达预定高度后，涡轮喷气动力式空中跑道的飞行控制计算机发出控制指令，通过改变喷嘴旋转角度以及油门大小，在垂直方向上推力不变的前提下，增加水平方向上推力，使组合结构产生前飞加速度、速度，此后，固定翼飞行器的发动机启动，如图6所示，通过不断加大组合机构的前飞速度，两者一同进入过渡期；
[0106]
在过渡期阶段，当组合结构空速达到固定翼飞行器的最小平飞速度后，固定翼飞行器发动机满油输出，此时组合机构前飞速度恰等于固定翼最小平飞速度v
min
，分析该状态下组合机构受力状况，如图8所示，在理想状态，机体坐标系下y轴方向速度、加速度均为零，故不考虑该方向受力动力学模型，建立过渡期动力学模型；
[0107]
根据动力学模型解算出不同速度、加速度条件下所需发动机推力和喷嘴转动角度，作为飞行控制计算机的控制输入，飞行控制计算机根据控制律解算出油门及舵机的控制指令，从而使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化、喷嘴转动角度变化，使得涡喷发动机的推力矢量发生改变，使得组合机构位移和转动发生变化，最终实现组合机构过渡期飞行控制。
[0108]
此后，如图5所示，继续加快组合结构前飞速度，同时磁吸式连接装置断电，固定翼飞行器加速分离、涡轮喷气动力式空中跑道脱离并逐渐减速。此后，如图7所示，固定翼飞行器前飞并执行任务，涡轮喷气动力式空中跑道返回着陆点并在地面等待；
[0109]
当固定翼飞行器任务执行完毕，开始返航后，涡轮喷气动力式空中跑道再次垂直起飞并爬升高度，并进入事先预设好的平飞对接航线保持高度、较低空速飞行，形成一条虚拟的空中移动跑道；固定翼飞行器持续跟踪涡轮喷气动力式空中跑道并进入进近航线、下滑线，进入引导对接阶段；
[0110]
当两者三维位置相对距离小于10cm且姿态角相近后，涡轮喷气动力式空中跑道开启磁吸式连接装置，对固定翼飞行器机身下方的铁板产生强吸力，在两者充分接触后，打开仿生鱼吸附装置，并保证两者连接成为组合结构。
[0111]
此后固定翼飞行器的发动机转速逐渐减小，组合结构共同制动减速，直至固定翼
飞行器的发动机转速减小为0，涡轮喷气动力式空中跑道搭载固定翼飞行器飞行至着陆点并垂直降落，整个飞行任务结束。
[0112]
以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。尤其是，只要不存在原理冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

技术特征：
1.一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，包括多轴燃气涡轮动力飞行器和起降平台；起降平台通过易拆卸滑槽链接装置加装在多轴涡喷飞行器机体上方；空中跑道通过安装于起降平台上的吸附式对接装置连接和搭载固定翼飞行器；所述飞行器机体包括n个推力矢量涡喷动力单元、飞行控制与导航单元、能源供给单元、载荷机舱、复合材料n边形机架和整流罩；所述机架上每隔360
°
/n安装一个涡喷动力单元，呈正多边形分布，飞行控制与导航单元安装在机架中部，载荷机舱安装在机架下方，空气进气口和进气道位于整流罩偏上方；所述每个涡喷动力单元，均包括涡喷发动机和推力矢量喷嘴；涡喷发动机包括三个子系统，分别是燃油箱、燃油泵、燃油喷射器和油管组成的燃料系统；进气口、进气道、空气过滤器和压气机组成的空气进气系统；点火装置和燃烧室壁组成的燃烧室；涡喷发动机通过飞行控制与导航单元控制油阀开合来改变供给燃油量，改变相应油门大小，从而改变发动机推力大小，同理，通过改变推力矢量喷嘴的偏转角度来改变推力矢量在水平方向上的分力来提供前进动力，偏转方向不同便可向不同方向飞行，从而实现飞行器位姿的变化；所述的起降平台为圆形结构，上平面平铺一张高密度碳纤维收纳网，网间均匀布置采用高强度碳纤维材料制作的加强肋，上平面的中间安装着图像识别装置或图像标识物，用于末端高精度对接定位。2.如权利要求1所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述多轴涡喷飞行器根据载重大小需要，增加或减少涡轮喷气发动机数量，包括三轴、四轴、五轴、六轴或八轴涡喷；当不安装起降平台时，飞行器单独作为纯涡喷飞行器前出执行任务。3.如权利要求1所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述涡喷发动机替换为涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机，此时飞行器即为多轴涡扇动力飞行器或多轴涡桨动力飞行器。4.如权利要求1所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述起降台的上平面安装了磁吸式、仿生吸附式对接装置，通过相应控制器进行固定翼无人机的吸附对接和释放分离。5.如权利要求1所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述推力矢量喷嘴由旋转液压马达、马达齿轮、液压旋转连接器、齿轮旋转角传感器、俯仰液压马达、喷口、转动角传感器、大齿轮座圈和伺服电磁阀组成，具体为二元轴对称推力矢量喷嘴，每个推力矢量喷嘴只有一个转动自由度，转动范围为0
°
～90
°
。6.如权利要求1所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述空中跑道驮载固定翼飞行器进行垂直起飞、空中脱离、空中对接和垂直降落操作的具体过程如下：步骤一，在起飞阶段，将固定翼飞行器与所述空中跑道对接在一起，固定成组合结构，借助多轴涡喷发动机摆脱重力，垂直起飞；步骤二，当组合结构到达预定高度后，飞行控制与导航单元发出控制指令，改变所有推力矢量喷嘴的旋转角度以及涡喷发动机的油门大小，在垂直方向上推力不变的前提下，增加水平方向上推力，使组合结构产生前飞的加速度和速度；此后，固定翼飞行器的发动机启动，通过不断加大组合机构的前飞速度，两者一同进入过渡期；
步骤三，在过渡期阶段，当组合结构的空速达到固定翼飞行器的最小平飞速度后，固定翼飞行器发动机满油输出，继续加快组合结构前飞速度，同时对接装置断电，固定翼飞行器加速分离，空中跑道脱离并逐渐减速；此后，固定翼飞行器前飞并执行任务，空中跑道返回着陆点并在地面等待；过渡期动力学模型如下：式中，t
i
表示第i个涡喷发动机提供的推力，β
i
表示第i个推力矢量喷嘴的转动角度，l表示固定翼飞行器的升力，m表示多轴涡喷飞行器的质量，m表示固定翼飞行器的质量，g表示当地重力加速度，a
x
表示组合机构沿x轴的加速度，i表示组合机构的转动惯量，表示转动角加速度，v
x
表示组合机构沿x轴的速度，v
y
表示沿y轴的速度，ω表示转动角速度，ρ表示空气密度，s表示固定翼飞行器的机翼面积，c
l
表示固定翼飞行器的升力系数，d1表示多轴涡喷飞行器所受阻力，c表示多轴涡喷飞行器的阻力系数，d2表示固定翼飞行器的阻力，c
d
表示固定翼飞行器的阻力系数；当根据动力学模型解算出不同速度、加速度条件下所需发动机推力和喷嘴转动角度，输入飞行控制与导航单元，根据控制律解算出油门及舵机的控制指令，从而使得油泵对发动机的燃油供给速率发生变化、喷嘴转动角度变化，使得涡喷发动机的推力矢量发生改变，使得组合机构位移和转动发生变化，最终实现组合机构过渡期飞行控制；步骤四，当固定翼飞行器任务执行完毕，开始返航后，空中跑道再次垂直起飞并爬升高度，进入事先预设好的平飞对接航线保持高度、较低空速飞行，固定翼飞行器持续跟踪空中跑道并进入引导对接阶段；步骤五，当空中跑道和固定翼飞行器的三维位置相对距离小于10cm且姿态角相近后，开启对接装置，保证两者连接成为组合结构；步骤六，固定翼飞行器的发动机转速逐渐减小，组合结构共同制动减速，直至固定翼飞行器的发动机转速减小为0，空中跑道搭载固定翼飞行器飞行至着陆点并垂直降落，整个飞行任务结束。7.如权利要求6所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述步骤一中，具体为：定义n个推力矢量喷嘴的初始方向均与机体坐标系下x轴正方向平行，即在起飞时，所有推力矢量喷嘴逐步向下偏转，使得在垂直方向上的总推力变大，从而实现垂直起飞；通过控制的大小来控制垂直方向上的总推力大小，从而灵活控制组合机构
的起飞速度。8.如权利要求6所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述步骤四具体为：飞行控制与导航单元的差分卫星导航模块，采用动态对动态相对差分定位技术，不断缩小固定翼飞行器与空中跑道的相对距离，当两者相对距离满足引导切换条件时，引入末端图像引导固定翼飞行器跟空中跑道进行对接；引导切换距离满足条件如下：|δx|≤2.25m，|δy|≤2.25m，δz≤3m|δx|为机体坐标系下空中跑道与固定翼飞行器沿x轴相对位置差的绝对值，|δy|为机体坐标系下两者沿y轴相对位置差的绝对值，δz为机体坐标系下空中跑道与固定翼飞行器沿z轴相对位置差。9.如权利要求1所述的一种燃气涡轮动力式空中跑道，其特征在于，所述燃气涡轮动力式空中跑道还具有地面转运模式，通过地面转运控制算法，将自身及其驮载的固定翼飞行器自动转运至指定停机坪，适用于起降空间狭小的山洞机场，以及舰载无人机从机库调运至甲板起飞位的场景。

技术总结
本发明公开了一种燃气涡轮动力式空中跑道，属于飞行器设计领域；包括链接在一起的多轴涡喷飞行器和起降平台，并通过对接装置搭载固定翼飞行器。所述飞行器机架上每隔360


技术研发人员：骈学超 李嘉祺
受保护的技术使用者：骈学超
技术研发日：2023.06.26
技术公布日：2023/8/13