本發(fā)明涉及飛行器，尤其是涉及一種可實現(xiàn)大阻力減速和垂直起降的超音速無人戰(zhàn)斗機。

背景技術：

眾所周知，飛行器的垂直起降技術和超音速飛行技術是國內外研究的重點和熱點。近年來，盡管飛行器的性能在這兩個方面分別有新的突破，但從目前的研究中可以發(fā)現(xiàn)，尚不具備能同時實現(xiàn)垂直起降和超音速飛行能力的飛行器。

中國專利CN203740127U公開一種變體無人戰(zhàn)斗機，采用折疊機翼的變體方式改變機翼掠向、展弦比和翼型，提高氣動外形在寬飛行包線內的適應能力；發(fā)動機巧妙結合渦噴發(fā)動機和沖壓發(fā)動機，解決此類發(fā)動機流道共用少、死重多、超聲速燃燒難實現(xiàn)等問題；在氣動外形方面，將乘波體機頭與機身、鴨翼與邊條、機翼前緣缺口與前掠折疊外翼相結合互補，保證了無人戰(zhàn)斗機在寬速度區(qū)間、多飛行姿態(tài)下的高性能。在發(fā)動機方面，將風扇轉子設置在低壓壓氣機和高壓壓氣機之間并減速傳動、燃氣預冷等設計結合利用，大幅提升發(fā)動機的整體性能；該實用新型將流場推力矢量技術與二元矢量噴管相疊加，獲得了±40°的噴流偏轉角，大幅提升了無人戰(zhàn)斗機的機動能力和可控性。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種可實現(xiàn)大阻力減速和垂直起降的超音速無人戰(zhàn)斗機。

本發(fā)明包括結構系統(tǒng)、動力系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)；

所述結構系統(tǒng)包括飛行器機體的所有組成部分；結構系統(tǒng)包括機頭、機艙、機翼、機身、起落架和尾翼，所述機艙設在機身內部，機艙安裝有弧形轉動式艙門和共軸式雙旋翼螺旋槳，機艙為共軸式雙旋翼螺旋槳提供收放空間，弧形轉動式艙門外形與機艙貼合，共軸式雙旋翼由兩對葉片組成，激光裝置安裝在機翼上，作為激光傳感器或激光武器，氣流通道布置在機身后面的兩側并且向下偏置，機身兩側分別設有排氣道，排氣道連接氣流通道，排氣道內安裝有右前電磁閥門、右后電磁閥門、左后電磁閥門和左前電磁閥門，排氣道兩端開口設有進排氣口和排氣口。寬速域渦輪發(fā)動機安裝在飛行器尾部，進氣道布置在機身前端底部。渦輪發(fā)動機安裝在飛行器內部且在寬速域渦輪發(fā)動機的前面，沖壓發(fā)動機安裝在右后電磁閥門和左后電磁閥門的后側；

所述動力系統(tǒng)為飛行器在不同飛行速度下提供動力和操控的能源裝置；所述動力系統(tǒng)采用垂直起降動力系統(tǒng)、尾部涵道渦輪動力系統(tǒng)和尾部兩側沖壓動力系統(tǒng)等三種動力系統(tǒng)；動力系統(tǒng)由共軸式雙旋翼螺旋槳、機艙、弧形轉動式艙門組成；尾部涵道渦輪動力系統(tǒng)由進氣道、寬速域渦輪發(fā)動機組成，尾部兩側沖壓動力系統(tǒng)由右前電磁閥門、右后電磁閥門、左后電磁閥門、左前電磁閥門和沖壓發(fā)動機組成；

所述飛行控制系統(tǒng)為實時控制飛行狀態(tài)的航電裝置，在機艙內安裝飛行控制計算機、能源系統(tǒng)和傳感器系統(tǒng)，所述能源系統(tǒng)包括電源和油箱，所述傳感器系統(tǒng)設有GPS導航儀、陀螺儀、雷達、氣壓高度計、無線信號傳輸儀、激光裝置等。

本發(fā)明以前述兩種技術為突破口設計出一種可實現(xiàn)垂直起降和超音速飛行的無人戰(zhàn)斗機，根據(jù)相關特性的排斥和互補原理，本發(fā)明設計的無人戰(zhàn)斗機具備大阻力減速以及超音速飛行和垂直起降的特性，飛行器的機動性能更好，且能夠寬速域飛行。同時，本發(fā)明具備復雜環(huán)境作戰(zhàn)能力。

本發(fā)明具有以下突出優(yōu)點：

1、在實現(xiàn)垂直起降的飛行基礎上，實現(xiàn)超音速飛行，避免了傳統(tǒng)噴氣式飛機需要固定跑道、控制難度高的缺點，同時可以實現(xiàn)傳統(tǒng)固定翼無人機無法完成的空中懸停、定點轉向等高難度飛行動作；

2、本發(fā)明具備特殊動力布置方式和氣動特性對垂直起降的超聲速飛行器及各類航模制作和研發(fā)均有參考意義。

附圖說明

圖1為飛行器螺旋槳伸出狀態(tài)正等軸測圖。

圖2為飛行器螺旋槳伸出狀態(tài)右視圖。

圖3為飛行器螺旋槳伸出狀態(tài)主視圖。

圖4為飛行器螺旋槳伸出俯視圖。

圖5為飛行器螺旋槳進入機艙內狀態(tài)正等軸測圖。

具體實施方式

以下實施例將結合附圖對本發(fā)明的具體結構和工作原理作進一步的說明。

參見圖1～5，本發(fā)明由結構系統(tǒng)、動力系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)三大系統(tǒng)構成。

一、結構系統(tǒng)：結構系統(tǒng)主要以機頭1、機翼4、機身8、起落架10和尾翼6為主體結構基礎，機艙2設計在機身8內部，其作用是為螺旋槳提供收放空間，機艙2安裝有弧形轉動式艙門21和共軸式雙旋翼螺旋槳3，弧形轉動式艙門21外形與機艙2貼合相似，可通過電機轉動開啟或關閉機艙2；共軸式雙旋翼3由兩對葉片組成，安裝在機艙2內，共軸式雙旋翼螺旋槳3能夠通過電機控制其位置狀態(tài)，不工作時收放在機艙內，工作時升出機艙外。激光裝置5安裝在機翼4上，作為激光傳感器或激光武器(飛行器的戰(zhàn)斗部)。氣流通道9布置在機身后面的兩側并且向下偏置，排氣道7(機身兩側各一個)連接氣流通道9，排氣道7里安裝有右前電磁閥門14、右后電磁閥門15、左后電磁閥門19和左前電磁閥門20，排氣道7兩端開口有進排氣口13和排氣口16。寬速域渦輪發(fā)動機11安裝在飛行器尾部，進氣道12布置在機身前端底部。渦輪發(fā)動機17安裝在飛行器內部且在寬速域渦輪發(fā)動機11的前面，沖壓發(fā)動機安裝在右后電磁閥門15和左后電磁閥門19的后側，如圖4所示。飛行器垂直起降階段由寬速域渦輪發(fā)動機11提供升力；在低速巡航飛行時由渦輪發(fā)動機17提供動力，降低能耗(飛行器在低速飛行狀態(tài)下，噴氣飛行能量損失大)；在超音速飛行狀態(tài)時，由沖壓發(fā)動機18提供動力。

二、動力系統(tǒng)，所述動力系統(tǒng)采用垂直起降動力系統(tǒng)、尾部涵道渦輪動力系統(tǒng)和尾部兩側沖壓動力系統(tǒng)等三種動力系統(tǒng)；動力系統(tǒng)由共軸式雙旋翼螺旋槳3、機艙2、弧形轉動式艙門21組成；尾部涵道渦輪動力系統(tǒng)由進氣道12、寬速域渦輪發(fā)動機11組成，供亞跨聲速飛行；尾部兩側沖壓動力系統(tǒng)由右前電磁閥門14、右后電磁閥門15、左后電磁閥門19、左前電磁閥門20和沖壓發(fā)動機18組成，主要實現(xiàn)飛行器超音速飛行。

1、垂直起降動力系統(tǒng)選用伺服控制電機控制弧形轉動式艙門21打開，共軸式雙旋翼螺旋槳3的升降，渦輪發(fā)動機也可以設計成共軸式雙旋翼螺旋槳3的控制和驅動動力，飛行器垂直起降時，飛行器艙門21首先打開，伺服控制電機控制螺旋槳升起，渦輪發(fā)動機17通過齒輪箱和離合器提供共軸式雙旋翼螺旋槳3葉片的旋轉的動力。

2、尾部涵道渦輪動力系統(tǒng)采用渦輪發(fā)動機17，主要提供飛行器亞跨聲速飛行階段的動力。

3、兩側沖壓動力系統(tǒng)采用沖壓發(fā)動機18作為動力源，為飛行器提供超音速飛行的動力。

三、飛行控制系統(tǒng)：本發(fā)明采用神經網絡自適應飛行控制與智能計算機程序飛行控制綜合系統(tǒng)。在機艙內安裝飛行控制計算機、能源系統(tǒng)(包括電源和油箱)、以及傳感器系統(tǒng)，傳感器系統(tǒng)主要由GPS導航儀、陀螺儀、雷達、氣壓高度計、無線信號傳輸儀、激光裝置(作為激光傳感器或激光武器)等組成。

本發(fā)明的工作原理如下：

1.當飛行器垂直起飛時，由于飛行器機艙內安裝共軸式雙旋翼螺旋槳3，弧形轉動式艙門21打開，從機艙2內升起共軸式雙旋翼螺旋槳3，利用共軸式雙旋翼的兩對螺旋槳葉片分別順時針和逆時針旋轉，使飛機達到力和扭矩平衡，最終實現(xiàn)飛機垂直起飛(其結構原理參見圖1～4)，飛行器利用共軸式雙旋翼螺旋槳3轉動產生的升力在空中保持平衡，航向操縱靠上下兩旋翼差動的總距來調節(jié)。

2.當飛行器低速飛行時，如圖4所示，右前電磁閥門14、右后電磁閥門15、左后電磁閥門19和左前電磁閥門20關閉，空氣流向為A→B→C→D→H路徑，飛行器尾部寬速域渦輪發(fā)動機17提供初始動力使寬速域渦輪發(fā)動機11轉動，飛機向前低速飛行并加速直至到升力可以完全依托渦輪發(fā)動機提供時，共軸式雙旋翼螺旋槳調節(jié)位置到與機身平行狀態(tài)，然后下降至艙門21內。

3.飛行器超音速飛行狀態(tài)(飛行器高速飛行的狀態(tài)見圖5)有兩個檔位，檔位1：沖壓發(fā)動機18開始啟動工作，右后電磁閥門15和左后電磁閥門19打開，右前電磁閥門14和左前電磁閥門20關閉，由于氣流引射效應，空氣流向為A→B→C→D→E→F，A→B→C→D→I→J，寬速域渦輪發(fā)動機17將逐漸關閉；檔位2：沖壓發(fā)動機18完全打開工作，右前電磁閥門14、右后電磁閥門15、左后電磁閥門19和左前電磁閥門20打開，由于氣流引射效應，沖壓發(fā)動機18工作的主要進氣流道為G→E→F，K→I→J，流道A→B→C→D→E→F和A→B→C→D→I→J可根據(jù)沖壓發(fā)動機工況和任務提供加力燃燒或冷卻的氣流。當飛行器在超音速飛行狀態(tài)需要轉向時，除了改變副翼以外還可以利用右前電磁閥門14、右后電磁閥門15、左后電磁閥門19和左前電磁閥門20的開合閾度調節(jié)左右沖壓發(fā)動機產生不對稱推理實現(xiàn)更加機動的轉向飛行。

4.飛行器大阻力減速飛行狀態(tài)，右后電磁閥門15、左后電磁閥門19關閉，右前電磁閥門14和左前電磁閥門20打開，關閉渦輪發(fā)動機17，沖壓發(fā)動機18也停止工作，此時空氣流向為A→B→C→D→E→G、A→B→C→D→I→K，進氣通道和排氣通道的氣體沖量相反，氣流相互抵消，阻力加大，因此飛行器具備大阻力減速功能。

5.當飛行器垂直降落時，渦輪發(fā)動機17和沖壓發(fā)動機18關閉，飛行器滑行減速至低速狀態(tài)直到速度降低到共軸式雙旋翼3可以安全伸出艙門21外，共軸式雙旋翼螺旋槳3通過旋轉提供垂直升力，使得飛行器可減速垂直降落。

6.定點轉向等飛行特性。飛行器通過協(xié)調組合控制右后電磁閥門15、左后電磁閥門19關閉，右前電磁閥門14、左前電磁閥門20和渦輪發(fā)動機17、沖壓發(fā)動機18以及共軸式雙旋翼螺旋槳3等的不同工作狀態(tài)可靈活實現(xiàn)飛行器定點轉向等飛行姿態(tài)，如垂直起降過程，通過改變共軸式雙旋翼螺旋槳3的差動總距；低速、亞跨聲速轉向可在渦輪發(fā)動機17工作狀態(tài)改變尾翼舵達到；超聲速和高超聲速飛行時不僅可通過尾翼舵調節(jié)轉向力矩還可通過右后電磁閥門15、左后電磁閥門19關閉，右前電磁閥門14和左前電磁閥門20的開合閾度控制沖壓發(fā)動機流量來產生大的轉向力矩實現(xiàn)轉向。這些多樣的轉向特性可以用于空天格斗以及其他復雜的飛行環(huán)境，也是對垂直起降飛行、大阻力減速飛行能力的一個明顯補充。

7.危險狀況下的自救飛行。當飛行器在壓跨超聲速飛行過程中遇到渦輪發(fā)動機17和沖壓發(fā)動機18停車或者不工作時，可通過共軸式雙旋翼螺旋槳3自旋轉提供升力(副翼可配合工作)減速滑落。