一種翼展可變的充氣式浮升一體化平流層飛艇的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及現(xiàn)代臨近空間飛行器的設(shè)計領(lǐng)域，具體為一種低速的，機翼展長可變 的浮升一體化的新概念平流層飛艇。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，在分區(qū)域高分辨率長時間實時監(jiān)控、預(yù)警，導(dǎo)彈防御，大氣環(huán)境監(jiān)測，噪音 控制和環(huán)保要求等需求的驅(qū)動下，平流層飛艇成為當前國內(nèi)外非常關(guān)注的高空軍用、民用 信息平臺。
[0003] 傳統(tǒng)飛艇的升力完全依賴于自身的靜浮力，這種浮空器由于不需要動升力實現(xiàn)留 空飛行，很適合長時間駐留在高空執(zhí)行任務(wù)。然而，由于高空空氣稀薄，單純依靠靜升力 的飛艇尺寸巨大，而巨大的尺寸會超過材料張力的極限，有專家論證，飛艇駐空高度超過 25000米后，飛艇的巨大尺寸所引起的蒙皮張力會超出目前世界上最好材料的張力極限。此 外，飛艇的設(shè)計中為了進行高度調(diào)節(jié)，往往需要副氣囊作為調(diào)節(jié)手段，但是這樣就會帶來巨 大的附加慣性質(zhì)量，從而對總體的操縱性和穩(wěn)定性帶來不利影響。
[0004] 另外，要實現(xiàn)飛艇在不同的載重和不同的大氣環(huán)境下的長時間駐空要求，目前存 在以下難題：1.高空大氣密度較之基本海平面低（30000米高空氣壓降低至海平面標準氣 壓的1. 50% )，飛艇內(nèi)所充氣體會膨脹，因此要考慮艇內(nèi)氣體高空膨脹問題；2.高空晝夜溫 差懸殊，由此引發(fā)的飛艇的體積周期性膨脹和收縮問題；3.飛艇在平流層進行上升、下降 和姿態(tài)調(diào)節(jié)機動時，由于其龐大的體積，特別容易受到風和湍流的影響。
[0005] 因此，有必要發(fā)展一種新概念的平流層飛艇--既能滿足蒙皮材料的張力極限，又 能滿足長時間駐空所需的高度適應(yīng)性和機動性的要求。這也為未來我國高駐空高度的平流 層飛艇設(shè)計提供一種新的方案選擇。
[0006] 譚惠豐等人在公開號為CN 10229848A的中國專利中公開了一種空中展開式飛 艇，利用剛?cè)峄旌瞎羌芗夹g(shù)，對飛艇進行有效折疊，當飛艇達到預(yù)定的工作高度時，通過自 動充氣裝置向充氣骨架內(nèi)填充高壓氣體，形成具有一定剛度的充氣骨架，支撐整個艇體。該 飛艇在地面的折疊狀態(tài)有利于飛艇的停放和發(fā)射，從而有效降低蒙皮的材料強度。但是，該 飛艇在升空時需要高空氣球的輔助，并且由于體積固定，不便于駐空高度的調(diào)節(jié)。
[0007] 周雷在公開號為CN 101157384A的中國專利中公開了一種容積可變的飛艇氣囊， 該發(fā)明的優(yōu)勢在于，由于氣囊有軸向伸縮裝置，當飛艇爬高時，氣囊內(nèi)的相對壓力增高時， 可通過氣囊伸縮裝置將氣囊的軸向縮短，氣囊內(nèi)的容積隨之增大，使氣囊囊皮的張力減小， 從而可到達保護氣囊不被損傷的目的，同時可保證氣囊有合適的氣動外形，有利于飛行。但 是，由于容積的變化范圍不大，它的駐空高度變化范圍很有限。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 為克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的由于體積固定，不便于駐空高度的調(diào)節(jié)的不足，本發(fā)明 提出了一種翼展可變的充氣式浮升一體化平流層飛艇。
[0009] 本發(fā)明包括艙體、有效載荷吊艙、機翼、微型控制系統(tǒng)、充/排氣系統(tǒng)和液壓系統(tǒng)； 采用常規(guī)的無人機推進系統(tǒng)；所述推進系統(tǒng)采用螺旋槳推進裝置，由太陽能電池提供動力。 所述艙體包括一個中央艙體和兩個翼梢艙體；所述的兩個翼梢艙體分別位于機翼的翼梢 處；無人機推進系統(tǒng)中包括12臺螺旋槳推進裝置，所述12臺螺旋槳推進裝置均分為三組， 分別安裝在所述中央艙體和兩個翼梢艙體上。所述機翼為包括前翼和后翼的雙排式機翼， 在各前翼和后翼的內(nèi)部均有三個沿該前翼和后翼展向分布的氣室。各氣室之間通過支撐肋 分隔，并將所述前翼和后翼的內(nèi)表面均與所述支撐肋的外型面粘接；在各氣室內(nèi)均有伸縮 桿組，并且各氣室的縮桿組中的伸縮桿的管徑不同，使各氣室的伸縮桿能夠嵌套伸縮。
[0010] 所述12臺螺旋槳推進裝置在所述中央艙體和兩個翼梢艙體上的具體安裝位置 是：
[0011]中央艙體上安裝有四臺所述螺旋槳推進裝置，其中兩臺位于艙體下的吊艙靠前的 兩側(cè)部位，葉片的轉(zhuǎn)軸在弦向位于距中央艙體前緣點0.325C處，法向位于距中央艙體前緣 點的下方0.42C處。另外兩臺位于艙體后方，并使該螺旋槳推進裝置的葉片的轉(zhuǎn)軸在弦向 位于距中央艙體前緣點I. 90C處，法向位于距中央艙體前緣點的0. 34C處。
[0012] 兩個翼梢艙體上各安裝的四臺螺旋槳推進裝置均位于所處艙體的后方，其中兩臺 螺旋槳推進裝置處于所處翼梢艙體母線以上，另外兩臺螺旋槳推進裝置處于所處翼梢艙 體母線以下。所述四臺螺旋槳推進裝置的葉片轉(zhuǎn)軸在弦向均位于距所處翼梢艙體前緣點 I. 70C處；兩臺處于該翼梢艙體母線以上的螺旋槳推進裝置的法向位于距所處翼梢艙體前 緣點的上方0.28C處，兩臺處于該翼梢艙體母線以下的螺旋槳推進裝置的法向位于距該翼 梢艙體前緣點的下方〇. 28C處。
[0013] 所述機翼為包括前翼和后翼的雙排式機翼；單個機翼的展弦比為20,后掠角為 25°。雙排式機翼的前翼翼根的前緣點在軸向位于距中央艙體前緣點0.345C處，法向位 于距中央艙體前緣點0. 28C處，并處于所述中央艙體母線的上方。雙排式機翼的后翼位于 前翼的后下方位置，與前翼的前緣相比，后翼的前緣在弦向的位置比前翼靠后0. 867C，在法 向比前翼低0. 254C ;雙排式機翼的前翼翼梢的前緣點在軸向位于距翼梢艇體前緣點0. 21C 處，法向位于距翼梢艇體前緣點的上方0. 18C處；所述的C是翼型弦長。
[0014] 各前翼或后翼內(nèi)的支撐肋沿該所處前翼或后翼的展向均布。各支撐肋的外型面與 所處位置的前翼的型面相同；在所述各支撐肋上分別有伸縮桿的固定孔。所述支撐肋框的 中間粘貼固定有隔膜。
[0015] 所述各伸縮桿組中均有四根伸縮桿，每根伸縮桿的長度均與前翼內(nèi)部有三個氣室 的展向長度相同。各伸縮桿的兩端分別密封安裝在所述各支撐肋上的固定孔內(nèi)。所述各伸 縮桿一端端蓋的中心有通孔，該通孔的孔徑與與之配合的伸縮桿的外徑相同；另一端端蓋 的直徑大于該伸縮桿的外徑，在該伸縮桿的外圓周表面形成了徑向凸出的限位臺；該限位 臺的直徑與所在的伸縮桿裝入的另一組伸縮桿的內(nèi)徑相同。
[0016] 所述的彈簧有多個，分別固定在位于第二氣室中的各伸縮桿端蓋的內(nèi)表面和位于 第三氣室中各伸縮桿端蓋的內(nèi)表面。當伸展所述機翼前翼的展向長度時，嵌套在前一級伸 縮桿組中的各伸縮桿的限位臺內(nèi)端面壓縮該彈簧；在收縮所述機翼前翼的展向長度時，各 伸縮桿在該彈簧給予的回復(fù)力收縮。
[0017] 在所述前翼或后翼的囊體的內(nèi)表面上固定有充氣軟管。所述的充氣軟管有三根， 一端分別連接至機翼前翼內(nèi)的三個氣室內(nèi)，另一端分別與位于中央艙體內(nèi)的充氣泵連通。
[0018] 為了克服現(xiàn)有飛艇技術(shù)中的不足，本發(fā)明提出了一種低速、機翼展長可變的浮升 一體化的新概念平流層飛艇。該飛艇采用雙排式機翼，氣動效率較高；雙排式機翼的表面積 較大，產(chǎn)生的動升力較大，使得控制和操縱很方便；由于機翼展長可變，便于不同駐空高度 的調(diào)節(jié)。
[0019] 本發(fā)明針對目前臨近空間傳統(tǒng)飛艇在尺寸約束，駐空高度限制，為克服高空氣流 阻力和高度變化帶來的體積變化適應(yīng)性低、附加重量大等方面存在的矛盾和問題，本發(fā)明 提出