[实用新型]一种临近空间无人飞行器

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种临近空间飞行器。

背景技术

就目前世界各国开展的相关研究工作来看，太阳能无人机和高空飞艇是未来低动态(飞行马赫数小于1)临近空间(20-100km)飞行器的主要研究方向。它们具有滞空时间长、载荷能力大、飞行高度高、生存能力强等特点，能够携带可见光、红外、多光谱和超光谱、雷达等信息获取载荷，各种电子对抗设备以及通信和其它能源中继设备，可作为区域信息获取手段，用于提升战场感知能力，也可以进行电磁压制、电磁打击、野战应急通信中继及能源中继服务。

欧洲和美国在研的太阳能无人机项目较多，这些无人机方案基本都采用大展弦比的布局形式，展向尺度较大。高空飞行需要无人机具有较大的翼展(美国“太阳神”无人机71m，美国极光公司太阳能无人机方案150m)，这样大的翼展对于起降场地有很高的要求，并且这一问题随着翼展日渐增大的新无人机方案的出现也变得越来越突出。尽管极光公司新的太阳能无人机方案采用了模块化的设计思想，但无人机模块在空中对接也是一项难度很大的技术；太阳能无人机有效载荷不足，太阳能无人机的设计需要严格的重量控制，经常在重量问题上显得捉襟见肘；低空大气气流复杂，对于无人机在爬升和降落过程中的飞行安全构成威胁，2003年太阳神无人机在试飞中空中解体就暴露了这一问题。

高空飞艇采用浮空器原理，在有效载荷和起降场地等问题上，相对于太阳能无人机来说具有很大的优势。但内冲氢气/氦气的飞艇依靠浮空器原理所能达到的飞行高度有限，美国洛克西德马丁公司的高空飞艇(HAA)方案的设计飞行高度不到20km，不能很好的发挥临近空间飞行器的优势。高空飞艇艇身多采用长径比4左右的旋成体，容积都在数万甚至十几万立方米，几何尺寸大，使得其在姿态和航迹控制上面临较大的困难。同时，为了解决高空飞艇飞行控制困难和飞行速度低等问题，其巨大的能源需求也开始凸现。巨大的能源需求对于飞艇的重量控制及其留空时间的保证提出了难题。

综上所述，现有临近空间飞行器存在的主要问题有：太阳能无人机具有较大的翼展，对于起降场地有很高的要求；太阳能无人机有效载荷不足，设计中需要严格的重量控制，经常在重量问题上显得捉襟见肘；低空大气气流复杂，对于太阳能无人机在爬升和降落过程中的飞行安全构成威胁；高空飞艇采用浮空器原理，所能达到的飞行高度有限，不能很好的发挥临近空间飞行器的优势；高空飞艇几何尺寸大，在悬停姿态和航迹控制上面临较大的困难；巨大的能源需求增加了飞艇的重量并且限制了其留空时间。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本实用新型提供一种临近空间无人飞行器，将太阳能无人机和高空飞艇的优缺点互补，以解决太阳能无人机起降场地要求高，有效载荷不足，起降过程低空飞行安全性等问题，同时达到较高的飞行高度，改善其悬停姿态和航迹控制性能，增强太阳能吸收和储存能力保证其留空时间。

本实用新型解决其技术问题所采用的技术方案是：包括充气艇身和太阳能机翼。充气艇身内充氦气，太阳能机翼安装在艇身前端，能够绕翼根的转轴相对平直位置作-45°～80°(向后为正)的转动，并可以在-45°，0°和80°三个位置锁死。在太阳能机翼转动的同时，太阳能机翼、艇身组合体重心沿飞艇轴线前后移动。太阳能机翼上安装有多组螺旋桨，充气艇身安装了两组可倾转的推力螺旋桨和两组推力定向的辅助螺旋桨，太阳能机翼和充气艇身上表面布有太阳能电池板。充气艇身分为前中后三个部分，其中后段为软式结构，中段为半硬式结构，前段为任务载荷舱。

所述的充气艇身形状为旋成体。

所述的推力螺旋桨和辅助螺旋桨安装在充气艇身的中段和后段之间。

所述的辅助螺旋桨的推力定向垂直向下。