一种组合飞行器布局及连接机构的制作方法

本发明飞行器气动外形设计技术领域，尤其涉及一种组合飞行器布局及连接机构。

背景技术：

组合飞行器是一种新型飞行器设计概念。组合飞行器是将多种不同功能的飞行器组合成一体协同飞行，实现功能聚优，达到特定的作战目的。组合飞行器实现了不同功用飞行器的功能聚合，利用主机高速远程功能实现子机快速抵达作战区域形成低成本无人机协同作战的态势；组合飞行器可以实现空中作战“一机变多机”的功能，形成空中集群作战能力，突破敌方防空能力，从而提高作战效率。

常规的组合飞行器多采用翼尖与翼尖连接的方式，其弯矩较大，在结构设计上难度较大。

技术实现要素：

本发明意在提供一种组合飞行器布局及连接机构，以解决现有的组合飞行器采用翼尖与翼尖连接时，弯矩较大，结构设计难度大的问题。

为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：一种组合飞行器布局及连接机构，包括主机和两个子机，所述主机和子机均采用飞翼布局；所述主机和子机的平面形状一致，且均具有单前缘和单后缘；两个子机布置在主机后缘两侧，且子机的前缘与主机的后缘衔接；所述主机和子机的前缘后掠角相同。

进一步，所述主机和子机的前缘后掠角均与其后缘前掠角相同。

进一步，所述子机的长度为所述主机的长度的一半。

进一步，所述主机的尾部设置有v型尾翼，所述v型尾翼的外翻角范围为30°-45°，所述子机的尾部设置有立尾。

进一步，所述主机的v型尾翼带有加强横梁，所述子机的立尾与主机的v型尾翼之间连接有支撑横梁。

进一步，所述主机和子机的前缘后掠角为40°～50°。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：本发明的主机和子机均采用飞翼布局，兼具气动性能好、高隐身的特性，可提升组合飞行器的整体隐身性能；另外，主机和子机的外形一致，子机的长度为主机的长度的一半，主机和子机的前缘后掠角相同，前缘后掠角均与其后缘前掠角相同，均似菱形，但尺寸不同，该组合可显著提高整机的升阻比；并且，子机的前缘与主机的后缘衔接，相当于线连接，同时，主机的v型尾翼带有加强横梁，子机的立尾与主机的v型尾翼之间通过支撑横梁连接，形成了“一点加一线”的结构连接方式，对比现有组合飞行器的点连接，提高了结构强度，保证了飞行过程中的安全性。本发明的组合飞行器充分利用了主机速度高航程远和子机低成本可消耗的优势，组合后的飞行器气动性能明显增加，可以实现远程投放、子机空中组网等作战功能，有效拓展了飞行器的功能，提高飞行器的作战效果。

附图说明

图1为本发明实施例一提供的一种组合飞行器布局及连接机构的布局平面示意图；

图2为本发明实施例一提供的一种组合飞行器布局及连接机构的布局斜视图；

图3为本发明实施例一提供的一种组合飞行器布局及连接机构的前缘后掠角设计示意图；

图4为本发明实施例二提供的一种组合飞行器布局及连接机构的布局示意图；

图5为本发明实施例三提供的一种组合飞行器布局及连接机构的布局示意图

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：

说明书附图中的附图标记包括：主机1、子机2、v型尾翼3、立尾4、加强横梁5、支撑横梁6。

实施例一

如图1、图2和图3所示，一种组合飞行器布局及连接机构，包括主机1和两个子机2，主机1和子机2均采用飞翼布局；主机1和子机2的平面形状一致，子机2的长度为主机1的长度的一半，且均具有单前缘和单后缘；两个子机2布置在主机1后缘两侧，且子机2的前缘与主机1的后缘衔接，作为子机2的第一个连接机构；主机1和子机2的前缘后掠角相同，主机1和子机2的前缘后掠角均与其后缘前掠角相同，以确保主机1和子机2的连接性能同时兼顾组合飞行器的隐身性能和气动性能。

针对不同组合飞行器超声速巡航的飞行需求，主机1和子机2的前缘后掠角可以根据飞行马赫数专门设计，为了减小主机1的激波阻力，主机1前缘后掠角需要满足以下关系式：

主机1和子机2的前缘后掠角为40°～50°。

当前缘后掠角为40°时，主机1的展弦比为2.363，组合飞行器的展弦比为3.5467；当后掠角为45°时，主机1的展弦比为2，组合飞行器的展弦比为3.0；当后掠角为50°时，主机1的展弦比为1.6764，组合飞行器的展弦比为2.5147。主机1和子机2的展弦比相同，组合飞行器的展弦比是主机1展弦比的1.5倍。在飞行ma＝0.75时，后掠角在40°-50°范围内，组合飞行器的最大升阻比相比于单独主机1提高5个点左右。

该种布局具有高升阻比和高隐身特性，结构简单，主机1和子机2分离方便。

实施例二

如图4所示，实施例二与实施例一的不同之处在于，主机1的尾部设置有v型尾翼3，v型尾翼3的外翻角范围为30°-45°，子机2的尾部设置有立尾4，v型尾翼3可以增加飞翼布局的横航向稳定性，v型尾翼3上设计方向舵，当方向舵同时偏向一个方向时为组合飞行器提供航向和滚转力矩。当方向舵反向偏转时，可以为飞行器提供俯仰力矩。

主机1采用v型尾翼3设计满足横航向稳定性和控制需求，子机2采用立尾4设计满足横航向稳定性和控制需求。

实施例三

如图5所示，实施例三与实施例二的不同之处在于，由于子机2的重心与衔接位置的距离较远，假如子机2的重心在子机2机身长度50％处，那么子机2重量产生的力臂达到了0.5·l2cos(χ)(其中l2为子机2长度，χ为前缘后掠角)，从而会带来子机2重量较大的力矩，那么子机2在垂直方向上也会产生一定变形。

为了提高组合飞行器的结构强度和安全性，主机1的v型尾翼3带有加强横梁5，一方面可以提高v型尾翼3与主机1衔接的结构强度，另一方面加强横梁5可以充当平尾，为飞行器提供俯仰操纵力矩。

子机2的立尾4与主机1的v型尾翼3之间连接有支撑横梁6，作为子机2的第二个连接机构。从而使子机2与主机1的衔接变成了尾部与前缘共同受力连接，不但可以增加系统的结构强度，还可以避免子机2单缘悬挂变形。

该种布局类似与常规无人机，具有明显的平尾、垂尾部件，该种结构具有强度高、安全性好、稳定性好、控制方便等特点。

以上所述的仅是本发明的实施例，方案中公知的具体技术方案和/或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本申请要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。

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