伞型助推太阳能飞行器

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110481779A(43)申请公布日2019.11.22(21)申请号201910820284.1B64F1/04(2006.01)(22)申请日2019.09.01H02J7/35(2006.01)H02S20/32(2014.01)(71)申请人西安长峰机电研究所地址710065陕西省西安市雁塔区电子一路90号(72)发明人鲁静　王宏涛　王海峰　(74)专利代理机构西北工业大学专利中心61204代理人顾潮琪(51)Int.Cl.B64C39/02(2006.01)B64C27/10(2006.01)B64C19/00(2006.01)B64D27/02(2006.01)B64D27/24(2006.01)权利要求 书 关于书的成语关于读书的排比句社区图书漂流公约怎么写关于读书的小报汉书pdf 1页说明书3页附图2页(54)发明名称伞型助推太阳能飞行器(57)摘要本发明提供了一种伞型助推太阳能飞行器，包括飞行器本体、火箭发动机、太阳能薄膜、同轴双旋翼机构、储能电池和伞型可收缩结构，所述飞行器本体的上端安装同轴双旋翼机构，下端安装火箭发动机，中段外安装伞型可收缩结构，内部安装储能电池；所述的伞型可收缩结构收拢时紧贴在飞行器本体外壁，展开时呈圆锥状并与飞行器本体同轴；所述的太阳能薄膜覆盖在伞型可收缩结构上表面，为储能电池供电。本发明能够提升发射初速度，减小初始损耗能量，实现飞行器的变结构设计，使飞行器发射、回收、储存更加便捷。CN110481779ACN110481779A权　利　要　求　书1/1页1.一种伞型助推太阳能飞行器，包括飞行器本体、火箭发动机、太阳能薄膜、同轴双旋翼机构、储能电池和伞型可收缩结构，其特征在于：所述飞行器本体的上端安装同轴双旋翼机构，下端安装火箭发动机，中段外安装伞型可收缩结构，内部安装储能电池；所述的伞型可收缩结构收拢时紧贴在飞行器本体外壁，展开时呈圆锥状并与飞行器本体同轴；所述的太阳能薄膜覆盖在伞型可收缩结构上表面，为储能电池供电。2.根据权利要求1所述的伞型助推太阳能飞行器，其特征在于：所述的伞型可收缩结构基于连杆结构安装在飞行器本体上，通过弹簧推动连杆，带动伞型可收缩结构向外展开，收拢时通过外套收缩环或各连杆之间加装锁定装置克服弹簧弹力。3.根据权利要求1所述的伞型助推太阳能飞行器，其特征在于：所述的火箭发动机与飞行器本体之间通过分离机构连接，分离机构通电后发动机与飞行器分离，发动机脱落。4.根据权利要求1所述的伞型助推太阳能飞行器，其特征在于：所述的飞行器本体上安装质量矩控制系统，调整飞行器本体姿态，使太阳能薄膜正对太阳。5.根据权利要求1所述的伞型助推太阳能飞行器，其特征在于：还包括发射支架，发射支架设计有调平系统，保证飞行器本体发射前与地面垂直；飞行器本体上安装有角度传感器，当飞行器本体与地面垂直时才能通过自检，使得发动机具备点火状态。2CN110481779A说　明　书1/3页伞型助推太阳能飞行器技术领域[0001]本发明涉及一种太阳能飞行器，属于试验与测试技术领域。。背景技术[0002]太阳能飞行器技术具有广阔的应用前景，如空中定点观测、侦察、预警、拦截器、高空雷达站、通信中继、边境巡逻、电子对抗、战场监控、大气卫星、对环境和灾害状况监测，甚至反导等。[0003]目前用于侦察观测的飞行器主要有直升机、飞艇等，例如常规布局的无人机、高空气球、飞艇和常规无人机系统等，它们有其自身的优势，但是此类飞行器大多是依赖化石燃料作为主要动力来源，在执行短距离、短航程和低高度任务时游刃有余，但是面对更高的任务要求，如超长滞空时间、超远飞行距离等方面，由于被长期稳定高效的能源提供条件所制约，传统飞行器则显得力不从心。为了解决以上问题，在上个世纪有很多国内外科学家开始对太阳能飞行器展开研究，相关的技术取得显著成果，例如美国研制出的“太阳挑战者”、“太阳神”号飞行器、英国研制的“西风3号”飞行器等，国内代表的有“翱翔者”号飞行器、“绿色先锋号”飞行器等，但是受光伏电池转换效率限制，为获得较大的采光面积，现有的太阳能飞行器依然采用大展弦比结构，这直接导致飞行器结构的柔性增大，刚度不足，严重影响飞行器的飞行安全。为了从根本上解决太阳能飞行器结构刚度较低、体积庞大、储存回收发射不方便等问题，以及在针对紧急情况和突发事件反应速度效率低等问题，亟需一种太阳能飞行器，，能够满足使用迅速、回收方便等要求。发明内容[0004]为了克服现有技术的不足，本发明提供一种伞型助推太阳能飞行器，能够提升发射初速度，减小初始损耗能量，实现飞行器的变结构设计，使飞行器发射、回收、储存更加便捷。[0005]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种伞型助推太阳能飞行器，包括飞行器本体、火箭发动机、太阳能薄膜、同轴双旋翼机构、储能电池和伞型可收缩结构。[0006]所述飞行器本体的上端安装同轴双旋翼机构，下端安装火箭发动机，中段外安装伞型可收缩结构，内部安装储能电池；所述的伞型可收缩结构收拢时紧贴在飞行器本体外壁，展开时呈圆锥状并与飞行器本体同轴；所述的太阳能薄膜覆盖在伞型可收缩结构上表面，为储能电池供电。[0007]所述的伞型可收缩结构基于连杆结构安装在飞行器本体上，通过弹簧推动连杆，带动伞型可收缩结构向外展开，收拢时通过外套收缩环或各连杆之间加装锁定装置克服弹簧弹力。[0008]所述的火箭发动机与飞行器本体之间通过分离机构连接，分离机构通电后发动机与飞行器分离，发动机脱落。[0009]所述的飞行器本体上安装质量矩控制系统，调整飞行器本体姿态，使太阳能薄膜3CN110481779A说　明　书2/3页正对太阳。[0010]本发明还包括发射支架，发射支架设计有调平系统，保证飞行器本体发射前与地面垂直；飞行器本体上安装有角度传感器，当飞行器本体与地面垂直时才能通过自检，使得发动机具备点火状态。[0011]本发明的有益效果是：[0012]1)本发明中的太阳能飞行器采用盘式结构与同轴双旋翼相结合的方式，可提高飞行器的刚度及稳定性；并能够保证飞行器的工作方向[0013]2)采用同轴双旋翼结构能有效保证助推发动机将飞行器推至500多米后飞行器自行拉升的方向，以及在高空工作过程中飞行实现飞行器的悬停；[0014]3)本发明采用质量矩控制系统控制太阳能薄膜骨架连杆机构，保证飞行器在工作过程中太阳能电池板时刻正对太阳，提高太阳能的利用效率，同时控制飞行器横向机动的姿态以及日常的姿态稳定；[0015]4)在连杆式骨架结构表面铺设太阳能薄膜，通过连杆机构的运动可实现伞面的折叠展开，缩小发射面积，增加了回收及储存的便利性；实现了飞行器的变结构设计形式；[0016]5)利用助推发动机进行助推发射，增加了发射初速度，节省电池能量，使飞行总体拉升速度提高了40％；[0017]6)发射过程中采用发射支架，发射支架设计有调平系统，保证与地面垂直，飞行器本体上安装有角度传感器，当角度传感器与发射支架保证角度为90度时才能通过自检，发动机具备点火状态，由此来保证发射角度。附图说明[0018]图1是本发明的结构示意图；[0019]图2是本发明的发射状态结构示意图；[0020]图3是本发明的飞行状态结构示意图；[0021]图4是本发明的飞行逻辑示意图；[0022]图中，1-双旋翼，2-伞型可收缩结构、太阳能薄膜，3-发射架，4-火箭发动机，5-储能电池及电源管理系统、载荷系统。具体实施方式[0023]下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。[0024]本发明的飞行器主要由火箭发动机、飞行器本体、太阳能薄膜、同轴双旋翼机构、储能电池及电源管理系统、载荷系统等部分构成。发射前外形像一枚前端带有双旋翼的火箭，通过火箭发动机将飞行器推送到一定高度，释放伞型太阳能飞行器收缩缩紧机构，太阳能伞打开，随后，火箭发动机脱落，伞型飞行器开始利用太阳能工作。[0025]飞行器本体结构如图1所示，采用连杆工作原理通过弹簧推动连杆运动，实现伞形飞行器伞面的折叠展开，飞行器工作前，太阳能薄膜通过太阳能飞行器本体的折叠展开结构将其折叠为圆柱形，通过收缩缩紧将其锁定。飞行器拉升工作过程分为两个阶段，第一阶段为助推阶段，此阶段飞行器伞形结构为折叠状态，利用助推发动机点火推动飞行器上升，4CN110481779A说　明　书3/3页2.5s后发动机工作完成，3s后分离机构通电，发动机与飞行器分离，发动机脱落，伞体锁定开关通电解锁，通过本体折叠展开机构伞面展开，进入第二拉升阶段，此阶段飞行器配备的蓄电池首先开始为控制系统供电，双旋翼开始工作，继续拉升飞行器，同时伞面上铺设的柔性太阳能薄膜吸收太阳能，将其转化为电能作为动力能源，储能电池用来将太阳能电池板转化得到的电能储存起来，以备夜晚或其它特殊情况下飞行使用。该飞行器通过设在本体龙骨上的质量矩控制系统使其太阳能电池板正对太阳，提高太阳能的效率，同时控制飞行器横向机动的姿态以及日常的姿态稳定。储能电池的电能驱动装在伞尖处双旋翼为飞行器日常飞行提供主要动力。双旋翼机构在伞的中心，还提供横向机动力。结构材料新型轻质高强复合材料，满足飞行器结构及功能需求。[0026]本发明实施例中的太阳能飞行器总重11kg，其中储能电池重量5kg，配备1台单台功率0.8kw的直流电机，电机重量4kg。伞形机身上表面敷设4m2的砷化镓薄膜，理论最大转换功率1.2kw，砷化镓薄膜下部辐射2层4m2柔性硅电池，电池总重5kg，容量为2kwh。起飞前将电池在地面充满。飞行器采用助推发动机直径为125mm，总冲为5000Ns，工作时间为2s，重量为3.6kg。太阳能飞行器本体骨架采用碳纤维桁架结构，降低结构整体重量。起始推动方向为与地面垂直方向，主要依靠发射架来保证，发射架与地面通过调平系统调平后安装飞行器(带发动机)至发射架，点火开始助推发射，当发动机脱落、螺旋桨开始工作后，主要的方向由螺旋桨保证。助推发动机将飞行器推至300m高空，速度为270m/s，发动机脱落，飞行器利用惯性飞行至3000m；太阳能折叠面板展开，供电系统与控制系统工作，螺旋桨开始工作，电池利用太阳能循环充电，当螺旋桨通过旋转产生的升力大小与飞行器自身的重量相等时，飞行器可以保持悬停在空中，旋翼采用倾转旋翼，利用旋翼的倾转来改变飞行器的飞行方向并提供前向拉力进而提高飞行速度。飞行器的回收利用导航控制系统，将螺旋桨速度降低，当螺旋桨通过旋转产生的升力小于飞行器自身的重量时，飞行器开始下降，依靠导航控制系统获取下降的位置，使得飞行器落入回收架内，伞骨与回收架支撑面接触，防止机体与地面的碰撞。5CN110481779A说　明　书　附　图1/2页图1图26CN110481779A说　明　书　附　图2/2页图3图47