CN102673771A - 可变构形浮空飞行器 - Google Patents
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Abstract
一种可变构形浮空飞行器，包括外气囊和构形变化控制装置，所述外气囊中充有浮力工质，所述构形变化控制装置位于所述外气囊的中心部位，所述构形变化控制装置由盘绕伸展臂和盘绕释放机构组成，所述盘绕释放机构将所述伸展臂卷进或释放，降低或增大中心部位的高度，从而增大或减小所述外气囊的体积，当所述浮空飞行器升空时，所述构形变化控制装置伸展所述外气囊，从而增大浮力使所述浮空飞行器逐渐上升，当所述浮空飞行器下降时，所述构形变化控制装置进行主动收纳，减小外气囊容积，从而降低浮力使所述浮空飞行器逐渐降落。
Description
技术领域
本发明涉及可变构形浮空飞行器，它是一种可应用于临近空间、平流层的通讯、侦查、对地观测、预警等的综合平台，属于浮空飞行器技术领域。
背景技术
浮空飞行器是利用轻于空气(Lighter-Than-Air,LTA)原理，具有动力控制、可操纵机动的飞行器。1783年11月21日，法国人最早发明了热气球，这是最早的浮空器。1852年，法国工程师吉法德在椭圆形的气球下吊装了一台3马力蒸气发动机和螺旋桨，制成了第一艘软式飞艇。1898年，德国的齐柏林伯爵首次设计和制造出了硬式飞艇LZ-1号，这种飞艇使用骨架保持气囊的外形，采用活塞式发动机作动力，因而飞行性能好，装载量大。1937年德国齐伯林公司的“兴登堡号”飞艇飞抵美国新泽西州的莱克赫斯特上空起火失事后，飞艇暂时退出了“黄金时代”。
但随精细化工技术发展，新型高强复合织物膜材、薄膜、固化技术，以及控制技术进展，新的军民用途需求，在1980年后，新型飞艇被欧美等发达国家高度重视和作为战略研发，各国竞相研制临近空间飞艇(平流层飞艇)或者临近空间浮空飞行器平台。基于常规软式飞艇原理的浮空飞行器平台是目前主要研究平台之一，外气囊内有巨大空气副气囊(84~92%外气囊容积)，通过鼓风机、阀门和压力控制系统，由鼓风机向副气囊内鼓风或由阀门排气，使副气囊内空气的增加和减少，从而实现降落和升空，但这个上升下降过程方法消耗能量大、配套系统设备重，是目前研究难以克服瓶颈之一。高空零压气球或超压气球升空过程囊内零压，无稳定形态，难于控制。基于特殊构形的软式飞艇“高空哨兵，Hi-sentinel”，升空原理同气球，升空过程形态不稳定，达到气压高度后状态转换难以控制。这些浮空飞行器均采用螺旋桨产生推力，在30km以上高空，空气稀薄，螺旋桨效率很低，且其效率匹配点与低空不一致。
陈务军著的“膜结构工程设计”(中国建筑工业出版社，2005.3.)研究介绍常规软式飞艇构形、结构设计分析。
甘晓华著的“飞艇技术概论”(国防工业出版社，2005)介绍了常规飞艇体系总体、气动、结构设计。
陈萍编译的“美国陆军的高空轻于空气艇研究成果”(浮空器研究，2010，4(2)：32-38)介绍了美国的HAA、Hi-sentinel、ULDB计划。(原文：Michael,SteveSmith,Stavros Androulakakis.The High Altitude Lither Than Air Airship Efforts at theUS Army Space and Missile Defense Command/Army Forces Strategric Command.18th AIAA Lither Than Air Systems Technology conference,4-7May 2009.)。
W.J.Chen、W.W.Xiao著的“Structural Performance Evaluation Procedure forLarge Flexible Airship of HALE Stratospheric Platform Conception”(Journal ofShanghai Jiaotong University(Sci.Ed.).2007,E-11(2):293-300)研究了常规飞艇弹性分析理论与结构特性。
Y.Xu、M.Z.Q.Chen、W.J.Chen著的“Buckling and post-buckling of a pumpkinballoon”(AIAA SDM conference,2010.4.15.USA)研究了长驻空平台超压气球形态稳定性。
H.J.Gao、W.J.Chen、G.Y.Fu著的“Structural Design Conception and Analysisfor the Structural System of Large Flexible Airship”(J.of Shanghai Jiao Tong Univ.(Sci.).2010,E-15(6):756-62)研究了软式飞艇的结构体系与布局。
W.W.Xiao、W.J.Chen、G.Y.Fu著的“Wrinkle Analysis of the Space InflatableParaboloidAntenna”(J.of Shanghai Jiao Tong Univ.(Sci.).2011,E-16(1):24-33)研究了空间充气可展薄膜天线褶皱分析方法与褶皱特性。
陈务军、唐雅芳、任小强等著的“ETFE充气膜结构设计设计分析方法与数值分析特征研究”(空间结构，2010，16(4)：38-44)采用气囊膜，研究了气囊膜分析方法和结构特性。
高海健、陈务军、付功义著的“预应力薄膜充气梁模态分析方法及特性研究”(华南理工大学学报，2010，38(7)：135-140)采用充气梁，研究了充气梁分析方法和结构特性。
发明内容
本发明的目的在于针对现有浮空飞行器的不足，提供一种可变构形浮空飞行器，具有升空过程构形可变、超压、形态稳定，无副气囊空气排出和泵入、耗能低，形态稳定使姿态控制能力强、容易控制升空速度，可容易达到临近空间气压高度、大载荷能力，可用于临近空间浮空平台，作为对地观测、侦查等平台。
为实现这样的目的，本发明的可变构形浮空飞行器包括外气囊、构形变化控制装置、支撑环、吊舱(含载荷舱、动力推进舱)。在升空起点时，构形变化控制装置处于折叠收纳状态，同时控制外气囊处于最小设计体积，并可充入设定体积(质量)浮力工质气体氦气。随升空高度增大，大气压力逐渐降低，浮力降低，构形变化控制装置主动伸展使外气囊容积增大，从而增大浮力。反之，在下降时构形变化控制装置进行主动收纳，减小外气囊容积，从而降低浮力使其逐渐降落。在驻空时，给支撑环充气提高其对整体的刚度和保形能力，降低外气囊内压力维持低压，减小外气囊材料受张力，而降低大面积蒙皮材料受高张力态下对材料强度、气密性的要求。
由此，本发明提供了一种可变构形浮空飞行器，包括外气囊和构形变化控制装置，所述外气囊中充有浮力工质，所述构形变化控制装置位于所述外气囊的中心部位，所述构形变化控制装置由盘绕伸展臂和盘绕释放机构组成，所述盘绕释放机构将所述伸展臂卷进或释放，降低或增大中心部位的高度，从而增大或减小所述外气囊的体积，当所述浮空飞行器升空时，所述构形变化控制装置伸展所述外气囊，从而增大浮力使所述浮空飞行器逐渐上升，当所述浮空飞行器下降时，所述构形变化控制装置进行主动收纳，减小外气囊容积，从而降低浮力使所述浮空飞行器逐渐降落。
在本发明较优选的实施方式中，还包括设置在外气囊的周缘，且不与外气囊连通的支撑环，当所述浮空飞行器处于驻空平衡状态时，支撑环被充气加压。
在另一较优的实施方式中，外气囊的水平剖面为圆形，纵剖面和横截面为椭圆形。
在另一较优的实施方式中，充气加压后的支撑环内的压力大于3kPa。
在另一较优的实施方式中，外气囊和支撑环采用高分子复合薄膜制成。
在另一较优的实施方式中，盘绕伸展臂采用轻质的高弹性材料制成。
在另一较优的实施方式中，浮力工质为氦气。
在另一较优的实施方式中，在升空、驻空和下降的过程中，外气囊中的压力小于300Pa。
在另一较优的实施方式中，支撑环中充入的是空气。
本发明充分利用空间可展开结构、气枕、充气梁、浮空器的特点，实现新型可变构形浮空飞行器的升空容积小、可变构形、超压、形态稳定、耗能低、可控性好、轻质、有效载荷大，可应用于大型临近空间浮空平台结构体系等。以下将结合附图对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明，以充分地了解本发明的目的、特征和效果。
附图说明
图1是本发明的一个较佳实施例的可变构形浮空飞行器立面图，图中该可变构形浮空飞行器处于驻空稳定平衡形态。
图2是本发明的一个较佳实施例的可变构形浮空飞行器立面图，图中该可变构形浮空飞行器处于升空不稳定形态。
图3是本发明的一个较佳实施例的可变构形浮空飞行器立面图，图中该可变构形浮空飞行器处于降落不稳定形态。
图4是本发明的构形变化控制装置的一个较佳实施例的示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的技术方案作进一步描述。
图1示出了根据本发明的一个优选实施例的可变构形浮空飞行器，其处于驻空稳定平衡形态的。图1中示出了外气囊1、支撑环2、构形变化控制装置3、吊舱4、氦气5、空气6。在本实施例中外气囊1呈飞碟型，平面为圆形、剖面为低阻尼椭圆形，外气囊1的中心部位连接有构形变化控制装置3，其与构形变化控制装置3上下端部的交界处密封，其内部充有浮力工质，如本实施例中的氦气5，且在升空、下降过程和驻空均维持一定的低压力(小于300Pa)。构形变化控制装置3可由轻质盘绕伸展臂7和盘绕释放机构8组成，外气囊1的周缘设置有支撑环2，在本实施例中，支撑环2为不与外气囊1连通的管状环，在驻空阶段，支撑环2内充入高压的空气6(大于3kPa)。
图2示出了根据本发明的一个优选实施例的可变构形浮空飞行器，其处于升空不稳定形态。图2示出了外气囊1、构形变化控制装置3、吊舱4、氦气5。外气囊1的中心部位连接有构形变化控制装置3，其与构形变化控制装置3上下端部的交界处密封，其内部充有浮力工质，如本实施例中的氦气5，且在升空、下降过程和驻空均维持一定的低压力(小于300Pa)。构形变化控制装置3由轻质盘绕伸展臂7和盘绕释放机构8组成实现，盘绕释放机构8将伸展臂7卷进或释放，降低或增大中心部位的高度，从而增大或减小外气囊的体积。如图所示，随升空高度增大，大气压力逐渐降低，浮力降低，此时构形变化控制装置3主动伸展使外气囊1容积增大，从而增大浮力。
图3示出了根据本发明的一个优选实施例的可变构形浮空飞行器，其处于降落不稳定形态。图2示出了外气囊1、构形变化控制装置3、吊舱4、氦气5。外气囊1的中心部位连接有构形变化控制装置3，其与构形变化控制装置3上下端部的交界处密封，其内部充有浮力工质，如本实施例中的氦气5，且在升空、下降过程和驻空均维持一定的低压力(小于300Pa)。构形变化控制装置3由轻质盘绕伸展臂7和盘绕释放机构8组成实现，盘绕释放机构8将伸展臂7卷进或释放，降低或增大中心部位的高度，从而增大或减小外气囊的体积。如图所示，在下降时构形变化控制装置进行主动收纳，减小外气囊容积，从而降低浮力使其逐渐降落。
图4示出了根据本发明的一个优选实施例的构形变化控制装置3，由轻质盘绕伸展臂7和盘绕释放机构8组成实现，盘绕释放机构8由卷轴9、卷筒10、限位滚筒11组成，通过控制系统实施盘绕运动伸展控制，盘绕释放机构8将伸展臂7卷进或释放，降低或增大中心部位高度，从而增大或减小外气囊的体积。
本发明的构件尺寸、材料选择、工艺设计可针对具体应用确定，包括外气囊1的平面直径(D)、高度(H)、支撑环2的直径(d)、吊舱4的尺寸、构形变化控制装置3的尺寸等。外气囊1、支撑环2可采用高强、轻质、气密性好的高分子复合薄膜，如
(纤维强度由低到高)膜材，内部压力可根据要求进行设计取值。构形变化控制装置3可为盘绕伸展臂7，采用轻质高弹性材料，如玻璃纤维S-2或石墨纤维等。吊舱4可采用轻质CFRP复合材料，或轻合金基复合材料。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。
Claims (9)
1.一种可变构形浮空飞行器，包括外气囊和构形变化控制装置，所述外气囊中充有浮力工质，所述构形变化控制装置位于所述外气囊的中心部位，所述构形变化控制装置由盘绕伸展臂和盘绕释放机构组成，所述盘绕释放机构将所述伸展臂卷进或释放，降低或增大中心部位的高度，从而增大或减小所述外气囊的体积，当所述浮空飞行器升空时，所述构形变化控制装置伸展所述外气囊，从而增大浮力使所述浮空飞行器逐渐上升，当所述浮空飞行器下降时，所述构形变化控制装置进行收纳，减小外气囊容积，从而降低浮力使所述浮空飞行器逐渐降落。
2.如权利要求1所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，还包括设置在所述外气囊的周缘，且不与所述外气囊连通的支撑环，当所述浮空飞行器处于驻空平衡状态时，所述支撑环被充气加压。
3.如权利要求1所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，所述外气囊的水平剖面为圆形，纵剖面和横截面为椭圆形。
4.如权利要求2所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，充气加压后的所述支撑环内的压力大于3kPa。
5.如权利要求1或2所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，所述外气囊和支撑环采用高分子复合薄膜制成。
6.如权利要求5所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，所述盘绕伸展臂采用轻质的高弹性复合材料制成。
7.如权利要求1所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，所述的浮力工质为氦气。
8.如权利要求1所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，在升空、驻空和下降的过程中，所述外气囊中的压力均小于300Pa。
9.如权利要求2所述的可变构形浮空飞行器，其特征在于，所述的支撑环中充入的是空气。
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