一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机
阅读说明：本技术 一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机 (High-aspect-ratio and high-strength double-layer wing solar unmanned aerial vehicle ) 是由 张声伟 张超 明亚丽 杨天星 王延风 于 2020-12-24 设计创作，主要内容包括：本发明属于航空飞行器技术领域,公开了一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机,包括机身、机翼和尾翼；其中,机翼是横向一贯制机翼,机翼有两个,分别为上层机翼和下层机翼,机身设在上层机翼和下层机翼之间,上层机翼和下层机翼通过翼尖支撑墙连接；上层机翼和下层机翼的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。本发明的双层联翼布局在满足结构强度限制的前提下,使机翼展弦比提高到30以上,这对于设计升力系数大的飞机气动减阻,意义重大；翼展减小29％,结构重量减小22％,可显著提高飞机的任务载荷与连续飞行时间；机翼的抗弯、抗扭能力强；并能还提供满意的三轴稳定性与操纵能力。(The invention belongs to the technical field of aviation aircrafts, and discloses a high-aspect-ratio and high-strength double-layer wing solar unmanned aerial vehicle which comprises a vehicle body, wings and an empennage; the aircraft comprises an aircraft body, wings, a wing tip supporting wall and a wing tip supporting wall, wherein the wings are transversely and integrally formed, and the two wings are an upper layer wing and a lower layer wing respectively; solar panels are arranged on the upper surfaces of the upper layer wing and the lower layer wing; the empennage is arranged at the tail part of the machine body. The double-layer linked wing layout provided by the invention has the advantages that on the premise of meeting the structural strength limitation, the wing aspect ratio is improved to more than 30, and the double-layer linked wing layout is significant for designing the aerodynamic drag reduction of an airplane with a large lift coefficient; the wingspan is reduced by 29%, the structure weight is reduced by 22%, and the mission load and the continuous flight time of the airplane can be obviously improved; the bending resistance and torsion resistance of the wing are strong; and can also provide satisfactory triaxial stability and handling capability.)
技术领域
本发明属于航空飞行器技术领域，涉及一种太阳能无人机，具体涉及一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机。
背景技术
当前试飞成功的太阳能无人机的任务载荷小，展弦比小，气动效率不高，其中能实现跨昼夜飞行的更是寥寥无几。大型大展弦比太阳能无人机因为机翼强度、刚度与气动弹性问题，受突风扰动，机翼折断，飞机坠毁，如美国的“太阳神”太阳能无人机。
当前中小型太阳能无人机无法安装重量较大的任务系统，其能量系统也无法提供长时间的任务系统供电，由于结构重量较大，其功重比较小，很难实现跨昼夜长时间飞行，因此工程使用价值不大。
大型太阳能无人机设计的难点在于：减小结构重量，增大任务载荷，提高机翼强度、刚度与气动效率。随着翼展与机翼面积的增大，其结构重量显著上升。常规布局很难减小结构重量，受机翼强度与刚度的限制，机翼展弦比不能太大，因此气动效率不高。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，具有较大的任务载荷与高空跨昼夜长时间飞行能力，可在亚临界空间执行侦察、预警与通信中继等任务。
本发明的技术方案是：
一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，包括机身、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼和下层机翼，机身设在上层机翼和下层机翼之间，上层机翼和下层机翼通过翼尖支撑墙连接；上层机翼和下层机翼的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。
进一步的，机身有两个，两个机身设在上层机翼和下层机翼之间，两个机身相对飞机中心线对称。
进一步的，下层机翼前缘后掠3°，后缘为直线，机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼尖部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，下层机翼的外翼从70％处上反8°；下层机翼的8％翼展的内侧装载蓄电池，可减小横航向惯性矩。
进一步的，上层机翼前缘为直线，后缘前掠3°；上层机翼前缘的轴向位置与下层机翼的后缘轴向位置相同；可保证阳光入射角为90°，亦不会遮挡下层机翼，还可避开前机翼下洗气流带来的气动效率降低。上层机翼是高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，上层机翼翼尖用翼尖支撑墙与下层机翼的尖部联接，与双机身形成翼盒结构。翼尖支撑墙即可减小上下机翼的横向流动，亦可增大机翼的抗扭刚度。
在相同机翼面积与展弦比下，双层联翼式机翼相对于单翼机，翼展可减小29％，结构质量可减小22％。结构重量的减小可提高飞机的功重比与任务载重。双机身、翼尖的联接墙与上下机翼形成承力翼盒，有效增加了大展弦比机翼的强度与刚度。
进一步的，机身的机身剖面是立椭圆形，可增大上下机翼间距，减小气动干扰，机身内部设有飞控系统、航电系统与主起落架舱，机身的外部结构是上层机翼和下层机翼的联接墙，形成承力翼盒结构；机身的长度仅为翼展的1/5，机身尾部快速收缩为尾翼撑杆，有效减小结构重量。
进一步的，尾翼是由平尾和垂尾构成的T型尾翼，具有两个尾翼，分别设在两个机身的尾部，由于双层联翼布局无尾状态的纵向净稳定性可达到-0.035以上，因此减小平尾面积，使平尾的尾容量仅为常规布局的33％，即可满足纵向稳定性要求，由于上层机翼升降副翼的存在，平尾升降舵可满足纵向操纵需求。减小垂尾面积与侧力导数CYβ,可提高飞机抗侧风扰动与航迹控制能力。
进一步的，还包括安装在平尾后的升降舵、上层机翼后缘的内侧机动襟翼和外侧机动襟翼、和上层机翼最外侧后缘的升降副翼，纵向操纵通过控制升降舵、内侧机动襟翼、外侧机动襟翼和升降副翼进行控制；
还包括垂尾后的方向舵和对称安装在机身两侧的两个电机；航向操纵通过方向舵和两个电机的差动转速进行控制；
还包括下层机翼最外侧后缘的副翼、下侧机翼后缘的内侧增生襟翼和外侧增生襟翼，滚转操纵通过控制副翼、升降副翼、内侧增生襟翼和外侧增生襟翼进行控制。可提高飞机低速构型的最大升力系数，使得起飞最大离地速度减小，从而辅助起飞。
进一步的，主起落架2个，分别位于两个机身的前部，并且在机身的重心之前，收于机身前部的起落架舱内；还有轻型后起落架2个，分别安装在两个机身的垂尾底部，起飞后收入垂尾内。飞机的起降方式与后三点式起落架飞机相同。
进一步的，飞机动力是10个电动螺旋桨，10个电动螺旋桨分别设在上下机翼上，下层机翼设有5个电动螺旋桨，上层机翼设有5个电动螺旋桨，按飞机中轴线两侧对称各8个电动螺旋桨，中轴线上2个电动螺旋桨，分布式动力系统可利用螺旋桨滑流，增大最大升力系数与失速迎角，还可利用两侧电机差动转速以实现航向控制。
本发明的优点是：
(1)双层联翼式机翼设计，在相同机翼面积与展弦比下，相对于单翼机，翼展可减小29％，结构质量可减小22％。
(2)双层联翼式机翼，在相同机翼面积与展长下，其展弦比较单翼机增大一倍，这对减小诱导阻力，提高气动性能非常有利。
(3)后移的上层机翼，增大了飞机的纵向静稳定性，其机动襟翼与升降副翼提供的纵向操纵能力，可使平尾面积减小。
(4)双机身布局设计，既可以作为飞控系统、设备与主起落架舱，又可作为上下机翼的联接墙，形成承力翼盒结构，提高机翼的抗扭刚度，减小机翼气动弹性变形。
(5)4轮式起落架，结构简单，质量轻，占用空间小，有利于飞机外形减阻。
(6)辅以差动动力的多功能翼面操纵系统设计,可使尾翼面积减小60％，有效减小飞机结构重量。
(7)分布式动力系统设计可利用螺旋桨滑流，增大最大升力系数与失速迎角，还可利用两侧电机差动转速以实现航向控制。
(8)小尾容量尾翼构型设计，可减轻结构质量，提高小翼载飞机的抗侧风扰动能力，精确控制航迹。在多功能翼面操纵系统的支持下，可提供良好的三轴操纵控制能力
(9)翼尖的联接墙增大了机翼的抗扭刚度，还减小了上下机翼的横向流动，有利于减小诱导阻力，提高气动效率。
附图说明
图1是本发明实施例的俯视图；
图2是本发明实施例的主视图；
图3是本发明实施例的侧视图；
其中1—下层机翼；2—上层机翼；3—机身；4—垂尾；5—方向舵；6—平尾；7—升降舵；8—主起落架；9—后起落架；10—内侧增升襟翼；11—外侧增升襟翼；12—下层机翼外侧襟副翼；13—副翼；14—内侧机动襟翼；15—外侧机动襟翼；16—升降副翼；17—翼尖支撑墙；18—电动螺旋桨。
具体实施方式
本部分是本发明的实施例，用于解释和说明本发明的技术方案。
一种大展弦比高强度双层机翼太阳能无人机，如图1、图2和图3所示，包括机身3、机翼和尾翼；其中，机翼是横向一贯制机翼，机翼有两个，分别为上层机翼2和下层机翼1，机身设在上层机翼2和下层机翼1之间，上层机翼2和下层机翼1通过翼尖支撑墙17连接；上层机翼2和下层机翼1的上表面都设有太阳能板；尾翼设在机身尾部。
机身3有两个，两个机身设在上层机翼2和下层机翼1之间，两个机身3相对飞机中心线对称。
下层机翼1前缘后掠3°，后缘为直线，机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼尖部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，下层机翼1的外翼从70％处上反8°；下层机翼1的8％翼展的内侧装载蓄电池，可减小横航向惯性矩。
上层机翼2前缘为直线，后缘前掠3°；上层机翼2前缘的轴向位置与下层机翼1的后缘轴向位置相同；可保证阳光入射角为90°，亦不会遮挡下层机翼，还可避开前机翼下洗气流带来的气动效率降低。上层机翼2是高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，上层机翼2翼尖用翼尖支撑墙17与下层机翼1的尖部联接，与双机身形成翼盒结构。翼尖支撑墙17即可减小上下机翼的横向流动，亦可增大机翼的抗扭刚度。
在相同机翼面积与展弦比下，双层联翼式机翼相对于单翼机，翼展可减小29％，结构质量可减小22％。结构重量的减小可提高飞机的功重比与任务载重。双机身、翼尖的联接墙与上下机翼形成承力翼盒，有效增加了大展弦比机翼的强度与刚度。
机身3的机身剖面是立椭圆形，可增大上下机翼间距，减小气动干扰，机身3内部设有飞控系统、航电系统与主起落架舱，机身3的外部结构是上层机翼2和下层机翼3的联接墙，形成承力翼盒结构；机身3的长度仅为翼展的1/5，机身3尾部快速收缩为尾翼撑杆，有效减小结构重量。
尾翼是由平尾和垂尾构成的T型尾翼，具有两个尾翼，分别设在两个机身3的尾部，由于双层联翼布局无尾状态的纵向净稳定性可达到-0.035以上，因此减小平尾面积，使平尾的尾容量仅为常规布局的33％，即可满足纵向稳定性要求，由于上层机翼升降副翼16的存在，平尾升降舵[7]可满足纵向操纵需求。减小垂尾面积与侧力导数CYβ,可提高飞机抗侧风扰动与航迹控制能力。
还包括安装在平尾6后的升降舵7、上层机翼2后缘的内侧机动襟翼14和外侧机动襟翼15、和上层机翼2最外侧后缘的升降副翼16，纵向操纵通过控制升降舵7、内侧机动襟翼14、外侧机动襟翼15和升降副翼16进行控制；
还包括垂尾4后的方向舵5和对称安装在机身两侧的两个电动螺旋桨18；航向操纵通过方向舵5和两个电机18的差动转速进行控制；
还包括下层机翼1最外侧后缘的副翼13、下侧机翼1后缘的内侧增生襟翼10和外侧增生襟翼11，滚转操纵通过控制副翼13、升降副翼16、内侧增生襟翼10和外侧增生襟翼11进行控制。可提高飞机低速构型的最大升力系数，使得起飞最大离地速度减小，从而辅助起飞。
主起落架8两个，分别位于两个机身3的前部，并且在机身3的重心之前，收于机身3前部的起落架舱内；还有轻型后起落架9两个，分别安装在两个机身的垂尾底部，起飞后收入垂尾4内。飞机的起降方式与后三点式起落架飞机相同。
飞机动力是10个电动螺旋桨，10个电动螺旋桨分别设在上下机翼上，下层机翼1设有5个电动螺旋桨，上层机翼2设有5个电动螺旋桨，按飞机中轴线两侧对称各8个电动螺旋桨，中轴线上2个电动螺旋桨，分布式动力系统可利用螺旋桨滑流，增大最大升力系数与失速迎角，还可利用两侧电机差动转速以实现航向控制。
下面说明一个本发明另一个实施例。
以下面9个步骤设计一个符合本发明构思的无人机。
步骤1.性能需求确定：实例飞机的任务载重不小于80kg，最大飞行重量不大于1200kg，巡航使用升阻比不小于30，巡航高度22000m，连续飞行时间不小于55天；
步骤2.以飞行时间为优化目标，对翼载荷与机翼展弦比进行优化，实例飞机的翼载荷为4.6kg/m2，机翼总面积为256m2，单个机翼面积128m2，展弦比取30，翼展为62m。
步骤3.双层联翼式机翼下层机翼设计：机翼前缘后掠3°，后缘为直线，稍根比为0.5。机翼根部采用厚度20％的高升力翼型，机翼梢部翼型厚度13％，气动扭转角为-3.6°，外翼从展向70％处上反8°。外侧机翼后缘为副翼，展向位置0.7～0.98，副翼弦长为当地弦长的30％，最大偏角正负20°，双机身之间机翼后缘为增升襟翼，襟翼弦长为当地弦长的0.35。
步骤4.双层联翼式机翼上层机翼设计：稍根比同下层机翼，其前缘为直线，后缘前掠3°，轴向位置位于下层机翼的后缘。机翼采用高升力翼型，机翼厚度较下层机翼减小20％，翼尖用端板与下层机翼尖部联接，形成翼盒结构。外侧机翼后缘为升降副翼，展向位置0.7～0.98，副翼弦长为当地弦长的30％，最大偏角20°，双机身间机翼后缘为机动襟翼，襟翼弦长为当地弦长的0.33，用于纵向俯仰操纵。
步骤5：双机身布局设计：机身中部剖面为立椭圆，减小上下机翼的气动干扰，机身空间应满足飞控、航电系统与主起落架舱的设置；机身长度为13.6m，后机身快速收缩为尾翼撑杆。
步骤6：小尾容量尾翼设计：尾翼平面为矩形，翼型采用NACA64层流翼型，翼型弯度为0。平尾尾容量为0.22，厚度0.11，安装角为-2，安装于垂尾顶部。垂尾安装于后机身尾部，尾容量为0.012，厚度为0.15，垂尾底部距地面500mm，用于安装后起落架。
步骤7：轻型4轮起落架设计：主起落架位于机身前部，重心之前0.6MAC，收于机身前部的起落架舱内,。主起落架总长度为1200mm，轮胎直径400mm；后起落架长度500mm，机轮直径为300mm，安装在垂尾底部，起飞后可收入垂尾内。飞机的起降方式与后三点式起落架飞机相同。
步骤8：分布式动力系统设计：飞机动力来自于10个电动螺旋桨，上下机翼各5个，每个电机功率为1.33KW，螺旋桨效率不小于0.82，动力控制系统可使飞机两侧螺旋桨差动旋转，以实现航向控制。
步骤9：根据以上设计数据，计算飞机重量、气动力、升限与飞行时间，评估性能。
重量数据：全机重量1178kg，结构重量716kg，系统重量52kg，蓄电池重量203kg，电池板125kg，任务载荷82kg，巡航升阻比为31.2，升限23800m，连续飞行时间为62天，满足设计要求。
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