一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机

1.本发明提供一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，本发明属于无人机技术领域。


背景技术：

2.随着科学技术的发展，无人机技术越来越成熟，越来越多的无人机应用到人们的生产生活中，比如抢险救灾、地质勘探和外卖配送等。无人机分为两个大类，一种是旋翼无人机，一种是固定翼无人机，固定翼无人机因航时长、操作简单等优点被广泛应用，大多用于远距运输等飞行任务；目前现有的固定翼无人机的舵面(副翼、襟翼、升降舵、方向舵等)均为刚性舵面，刚性舵面相较于柔性舵面在偏转相同角度时产生的力矩要小，要获得更大的力矩需要更大的转角，消耗更多能源；现有的固定翼无人机机翼上大多只搭载副翼，如果副翼失效，无人机会失去滚转功能，影响无人机正常飞行，严重的甚至会坠机；现有相似型号(翼展两米)的无人机的动力大多为单发螺旋桨，起落架构型为后三点式，这样的构型在滑行、巡航和降落过程中稳定性差，操纵难度高，对无人机飞手操控技术要求高；现有相似型号(翼展两米)的无人机位尾翼直接与机身相连，使机身内部储存空间减少。因此，本发明提供一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，具有可靠性高、稳定性好、飞行包线优、航时长，且易于操控等优点。


技术实现要素：

3.1、目的：本发明提供一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机搭载柔性舵面有更高的可靠性和机动性、更长的航时以及更优的飞行包线。
4.2、技术方案：本发明一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机由机身、机翼、尾翼、起落架和发动机组成，机翼上搭载两个副翼、两组襟翼(每组有两个襟翼)、发动机两个，机身上固定有起落架、尾翼和机翼。下面将分别介绍这五个组成部分和每部分之间的连接方式。
5.机身部分：机身由机身主体部分、机身核心部分、机身后段和机身蒙皮四个大部分组成；
6.机身主体部分由腹板和长桁条组成，机身主体部分前部腹板形状为圆形，机身主体部分中部腹板形状为跑道型，机身主体部分后部腹板形状为四边凸矩形，机身主体部分后部腹板尺寸越靠近机身主体部分后部越小，机身主体部分前部腹板和机身主体部分后部腹板内侧为圆角矩形镂空结构，考虑到强度问题，机身主体部分后部的机头到机尾方向的最后两块腹板尺寸过小不进行镂空，为了使机身主体部分和机身后段连接，将对机身主体部分后部机头到机尾方向的最后的一块腹板中心打孔，机身主体部分中部的腹板内侧为矩形镂空结构，腹板边缘开矩形槽，长桁条靠近机身一侧开矩形槽，腹板和长桁条通过矩形槽交叉垂直卡紧完成机身主体部分结构搭建；
7.机身核心部分由六块机身核心减重板组成，机身核心减重板内部有若干三角形、矩形和圆角矩形镂空，机身核心减重板四周有矩形开槽，6块机身核心减重板通过四周的矩形开槽垂直交叉卡紧组成机身核心部分，与机翼展长方向垂直的两块机身核心减重板上开有大圆孔和小圆孔，目的是使机身与机翼相连；
8.机身后段由5块机身后段减重板组成，5块减重板在四周开有矩形槽，与机身轴线方向平行的四块机身后段减重板中间有三角形镂空，后部有圆形开孔，插入固定尾翼的定位销，与机身轴线方向垂直的机身后段减重板中心打孔；
9.机身蒙皮粘接在机身腹板和长桁条外侧面，保证机身有良好的气动外形。
10.机翼部分：机翼部分由机翼主体部分、襟翼、副翼和蒙皮四大部分组成。
11.机翼主体部分由翼肋、碳杆、腹板和过渡段后墙组成，碳杆分为主碳杆左、主碳杆中、主碳杆右、发动机碳杆和前缘碳杆，翼肋分为全翼肋和半翼肋，全翼肋分为机身全翼肋和过度段全翼肋，半翼肋分为副翼半翼肋和襟翼半翼肋，腹板分为襟翼段腹板、过渡段腹板和副翼段腹板。翼肋上打有减重孔和矩形槽，主碳杆中、发动机碳杆、前缘碳杆分别通过翼肋上的减重孔将机身全翼肋、襟翼半翼肋、发动机座和过度段全翼肋连接，将主碳杆左和主碳杆右分别插入主碳杆中两端，然后将副翼半翼肋通过减轻孔依次与主碳杆左、主碳杆右和前缘碳杆连接，襟翼段腹板、过渡段腹板和副翼段腹板分别与襟翼半翼肋、过渡段全翼肋和副翼半翼肋通过卡槽垂直交叉连接，过渡段后墙与过渡段翼肋通过卡槽交叉连接，过渡段后缘通过卡槽与过渡段翼肋后缘连接，机身主体部分蒙板通过翼肋前部开槽与翼肋连接。
12.襟翼由襟翼波纹结构、驱动舵机、舵盘、偏心杠杆、新型柔性复合材料蒙皮和舵机卡槽组成，驱动舵机通过舵盘与偏心杠杆一端连接，驱动舵机通过舵机卡槽固定在襟翼波纹结构内部，偏心杠杆另一端在襟翼波纹结构后部滑槽内，偏心杠杆紧贴襟翼波纹结构中部滑槽，新型柔性复合材料蒙皮与襟翼波纹结构外表面粘接，一个襟翼有四个驱动机构、四个偏心杠杆，两两对称放置，处于同一侧的两个舵机转动方向相同，两侧舵机转动方向相反，转动角速度大小相同，驱动舵机驱动偏心杠杆向下偏转时，上侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮处于拉伸和弯曲状态，下侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮处于压缩和弯曲状态，驱动舵机驱动偏心杠杆向上偏转时，上侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮处于压缩和弯曲状态，下侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮处于拉伸和弯曲状态，襟翼在偏转时表面整体光滑平整，无屈曲现象。襟翼用螺栓通过襟翼固定孔洞与襟翼段腹板连接。
13.副翼由副翼肋、副翼后缘、副翼上板和副翼下板组成，副翼肋有减重孔和卡槽，副翼后缘、副翼上板和副翼下板均有开槽，副翼上板和副翼下板通过卡槽卡紧，然后和副翼肋的卡槽卡紧，副翼后缘的卡槽和副翼后缘卡紧连接，副翼和副翼段腹板通过合叶连接，使副翼能够上下偏转，副翼小舵机固定在机翼主体部分的副翼段腹板处，舵机摇臂固定在小舵机转轴上，通过拉杆与固定在副翼上的固定摇臂相连接，通过副翼小舵机转动带动副翼上下偏转。
14.除襟翼部分铺新型柔性复合材料蒙皮，其余部分铺普通蒙皮，副翼蒙皮材质与机身蒙皮相同。
15.尾翼部分：尾翼由垂直安定面、水平安定面、方向舵、升降舵、t型连杆和蒙皮组成。
16.垂直安定面由垂直安定面半翼肋、前墙、腹板和前缘碳杆组成，其中垂直安定面翼肋有减重孔和矩形开槽，前墙和腹板也均有矩形开槽，前缘碳杆穿过各半翼肋前缘减轻孔连接各翼肋，前墙和腹板与半翼肋通过卡槽连接卡紧。
17.水平安定面由垂直安定面半翼肋、前墙、腹板和前缘碳杆组成，其中垂直安定面翼肋有减重孔和矩形开槽，前墙和腹板也均有矩形开槽，前缘碳杆穿过各半翼肋前缘减轻孔连接各翼肋，前墙和腹板与半翼肋通过卡槽连接卡紧。
18.方向舵由方向舵肋、碳杆、前墙和后缘组成，方向舵肋打有减重孔和矩形槽，前墙和后缘有矩形开槽，碳杆通过方向舵肋前部减重孔将各肋相连，前墙与方向舵肋通过矩形槽卡紧连接，方向舵肋后缘嵌入方向舵后缘矩形槽中连接，垂直安定面和方向舵通过合叶连接，使方向舵能够左右偏转，方向舵驱动方式和副翼驱动方式类似，在此不再赘述。
19.升降舵由升降舵肋、碳杆、前墙和后缘组成，升降舵肋打有减重孔和矩形槽，前墙和后缘有矩形开槽，碳杆通过升降舵肋前部减重孔将各肋相连，前墙与升降舵肋通过矩形槽卡紧连接，方向舵肋后缘嵌入升降舵后缘矩形槽中连接，水平安定面和升降舵通过合叶连接，使升降舵能够上下偏转，升降舵驱动方式和副翼驱动方式类似，在此不再赘述。
20.t型连杆通过水平和垂直定位销与机身后段相连，垂直尾翼与水平尾翼通过凯夫拉纤维与t型连杆相连。
21.起落架由前起落架和主起落架组成，前起落架与机身主体部分前部通过螺栓固定，主起落架与机身主体部分中部通过螺栓固定。
22.发动机由两个无刷电机和一对碳纤维螺旋桨组成，碳纤维螺旋桨通过螺母固定在无刷电机上，无刷电机通过螺栓固定在发动机座上。
23.相对于现有技术，本发明所述的一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机具有以下优势：
24.(1)机翼上同时搭载副翼和襟翼，两者既可以组合打舵也可以各自独立打舵实现滚转，增加了飞行器的飞行可靠性；
25.(2)襟翼为柔性舵面，偏转时能保持良好的气动外形，和刚性舵面相比较，在相同偏转角度相同时，能产生更大的滚转力矩，提高飞行器的机动性能，同时有更优的飞行包线，更加节省能源；
26.(3)襟翼部分的蒙皮为新型柔性复合材料蒙皮，新型柔性复合材料蒙皮能使襟翼完成一定功能的前提下不发生破坏，新型柔性复合材料蒙皮主要用于在变形时承受并传递气动载荷，并保证机翼表面光滑，使机翼具有良好的气密性；
27.(4)机翼外形为平直翼，可以使飞行器实现短距离起降，翼型采用改进的nasa-0012翼型，有更高的升阻比，在相同的航时下消耗更少的能量；
28.(5)飞行器动力系统采用双发螺旋桨，起落架构型为前三点式，这使飞行器滑行和飞行过程更加稳定，易于操控；
29.(6)机身外形为纺锤形，使机身有更优的气动外形，减少压差阻力；
30.(7)尾翼与机身主体部分通过方杆(机身后段)相连，这样能使升降舵/方向舵在打舵时产生更大的升降/偏航力矩。
附图说明：
31.图1是变体飞行器验证机等轴视图(无蒙皮)示意图
32.图2是变体飞行器验证机正视图(无蒙皮)示意图
33.图3是变体飞行器验证机左视图(无蒙皮)示意图
34.图4是变体飞行器验证机俯视图(无蒙皮)示意图
35.图5是变体飞行器验证机等轴视图(有蒙皮)示意图
36.图6是机身(无蒙皮)示意图
37.图7是机身(有蒙皮)示意图
38.图8是机身主体部分示意图
39.图9是机身核心部分示意图
40.图10是机身后段示意图
41.图11是机翼(有蒙皮)示意图
42.图12是机翼(无蒙皮)示意图
43.图13是襟翼(无蒙皮)示意图
44.图14是襟翼(有蒙皮)示意图
45.图15是襟翼波纹结构示意图
46.图16是襟翼驱动机构示意图
47.图17是副翼示意图
48.图18是副翼驱动机构示意图
49.图19是尾翼(无蒙皮)示意图
50.图20是尾翼(有蒙皮)示意图
51.图21是发动机示意图
52.图1中：1.机身，2.机翼，3.尾翼，4.起落架，5.发动机
53.图2中：109.前起落架，110.主起落架
54.图3中：111.前起落架固定螺栓，112.主起落架固定螺栓
55.图4中：113.尾翼定位销
56.图5中：6.飞机蒙皮，76.副翼蒙皮
57.图6中：7.机身主体部分，8.机身核心部分，9.机身后段
58.图7中：10.机身蒙皮
59.图8中：11.机身主体部分前部腹板，12.机身主体部分中部腹板，13.机身主体部分后部腹板，14.长桁条，15.机身主体部分后部机头到机尾方向的最后的一块腹板，16.机身主体部分前部腹板圆角矩形镂空结构，17.机身主体部分中部腹板矩形镂空结构，18.机身主体部分后部腹板圆角矩形镂空结构，19.矩形槽
60.图9中：20.机身核心减重板，21.机身核心减重板三角形镂空，22.机身核心减重板矩形镂空，23.机身核心减重板大圆孔，24.机身核心减重板小圆孔，25.机身核心减重板圆角矩形镂空，26.机身核心减重板四周矩形开槽
61.图10中：27.机身后段减重板，28.机身后段减重板矩形槽，29.机身后段减重板三角形镂空30.机身后段减重板后部圆形小孔，31.机身后段减重板圆形孔
62.图11中：32.机翼主体部分，33.襟翼，34.副翼，35.机翼蒙皮
63.图12中：36.机身全翼肋，37.机身主体部分蒙板，38.过渡段腹板，39.过渡段后墙，40.主碳杆左，41.主碳杆中，42.主碳杆右，43.前缘碳杆，44.发动机碳杆，45.过度段全翼肋，46.襟翼半翼肋，47.副翼半翼肋，48.襟翼段腹板，49.过渡段腹板，50.副翼段腹板，51.翼肋减重孔，52.翼肋矩形槽，114.翼肋前部开槽，116.发动机座，117.过渡段后缘
64.图13中：53.襟翼波纹结构，54.驱动舵机，58.舵机卡槽
65.图14中：57.新型柔性复合材料蒙皮，61.上侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮，62.下侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮
66.图15中：59.襟翼波纹结构后部滑槽，60.襟翼波纹结构中部滑槽，63.襟翼固定孔洞
67.图16中：55.舵盘，56.偏心杠杆
68.图17中：64.副翼肋，65.副翼后缘，66.副翼上板，67.副翼下板，68.副翼肋减重孔，69.副翼肋卡槽，70.副翼后缘卡槽，71.副翼合页
69.图18中：72.副翼小舵机，73.舵机摇臂，74.拉杆，75.固定摇臂
70.图19中：77.水平安定面，78.垂直安定面，79.升降舵，80.方向舵，81.t型连杆，83.水平安定面半翼肋，84.升降舵肋，85.升降舵后缘，86.水平安定面前缘碳杆，87.水平安定面前墙，88.水平安定面腹板，89.升降舵前缘碳杆，90.升降舵前墙，91.垂直安定面半翼肋，92.方向舵翼肋，93.方向舵后缘，94.方向舵前墙，95.方向舵前缘碳杆，96.垂直安定面腹板，97.垂直安定面前墙，98.垂直安定面前缘碳杆，99.方向舵合页，100.升降舵合页，101.凯夫拉纤维，102.水平安定面半翼肋减重孔，103.垂直安定面半翼肋减重孔，104.方向舵翼肋减重孔，105.升降舵翼肋减重孔
71.图20中：82.尾翼蒙皮
72.图21中：106.碳纤维螺旋桨，107.无刷电机，108.电机固定螺栓，115.螺母
具体实施方式
73.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
74.下面结合附图和实施实例对本发明做出进一步的说明。
75.如图1、图11所示，本发明一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机由机身1、机翼2、尾翼3、起落架4和发动机5组成，机翼上搭载副翼34两个、襟翼33两组(每组有两个襟翼)、发动机5两个，机身上固定有起落架4、尾翼3和机翼2。下面将分别介绍这五个组成部分和每部分之间的连接方式。
76.如图1、图6至图10所示，机身由机身主体部分7、机身核心部分8、机身后段9和机身蒙皮10四个大部分组成；机身主体部分由腹板11/12/13和长桁条14组成，机身主体部分前部腹板11形状为圆形，机身主体部分中部腹板12形状为跑道型，机身主体部分后部腹板13形状为四边凸矩形，机身主体部分后部腹板尺寸越靠近机身主体部分后部越小，机身主体
部分前部腹板和机身主体部分后部腹板内侧为圆角矩形镂空结构16/18，考虑到强度问题，机身主体部分后部的机头到机尾方向的最后两块腹板尺寸过小不进行镂空，为了使机身主体部分和机身后段连接，将对机身主体部分后部机头到机尾方向的最后的一块腹板15中心打孔，机身主体部分中部的腹板内侧为矩形镂空结构17，腹板边缘开矩形槽19，长桁条14靠近机身一侧开矩形槽19，腹板11/12/13和长桁条14通过矩形槽交叉垂直卡紧完成机身主体部分结构搭建；机身核心部分由6块机身核心减重板20组成，机身核心减重板内部有若干三角形21、矩形22和圆角矩形25镂空，机身核心减重板四周有矩形开槽26，六块机身核心减重板通过四周的矩形开槽26垂直交叉卡紧组成机身核心部分，与机翼展长方向垂直的两块机身核心减重板上开有大圆孔23和小圆孔24，目的是使机身1与机翼2相连；
77.机身后段由5块机身后段减重板27组成，5块减重板在四周开有矩形槽28，与机身轴线方向平行的四块机身后段减重板中间有三角形镂空29后部有圆形开孔30，插入固定尾翼的定位销，与机身轴线方向垂直的机身后段减重板中心打孔31；机身蒙皮10粘接在机身腹板11/12/13和长桁条14外侧面，保证机身有良好的气动外形。
78.如图5、图11至图18所示，机翼部分由机翼主体部分32、襟翼33、副翼34和机翼蒙皮35四大部分组成。机翼主体部分由翼肋、碳杆、腹板和39过渡段后墙组成，碳杆分为主碳杆左40、主碳杆中41、主碳杆右42、发动机碳杆44和前缘碳杆43，翼肋分为全翼肋和半翼肋，全翼肋分为机身全翼肋36和过度段全翼肋45，半翼肋分为副翼半翼肋47和襟翼半翼肋46，腹板分为襟翼段腹板48、过渡段腹板49和副翼段腹板50。翼肋上打有减重孔51和矩形槽52，主碳杆中41、发动机碳杆44、前缘碳杆43分别通过翼肋上的减重孔将机身全翼肋36、襟翼半翼肋46、发动机座116和过度段全翼肋45连接，将主碳杆左40和主碳杆右42分别插入主碳杆中41两端，然后将副翼半翼肋47通过减重孔51依次与主碳杆左40、主碳杆右42和前缘碳杆43连接，襟翼段腹板48、过渡段腹板49和副翼段腹板50分别与襟翼半翼肋47、过渡段全翼肋49和副翼半翼肋47通过卡槽垂直交叉连接，过渡段后墙39与过渡段全翼肋45通过卡槽交叉连接，过渡段后缘117通过卡槽与过渡段全翼肋45后缘连接，机身主体部分蒙板37通过翼肋前部开槽114与翼肋连接。襟翼由襟翼波纹结构53、驱动舵机54、舵盘55、偏心杠杆56、新型柔性复合材料蒙皮57和舵机卡槽58组成，驱动舵机54通过舵盘55与偏心杠杆56一端连接，驱动舵机54通过舵机卡槽58固定在襟翼波纹结构53内部，偏心杠杆56另一端在襟翼波纹结构后部滑槽59内，偏心杠杆56紧贴襟翼波纹结构中部滑槽60，新型柔性复合材料蒙皮57与襟翼波纹结构53外表面粘接，一个襟翼33有四个驱动机舵机54、四个偏心杠杆56，两两对称放置，处于同一侧的两个舵机转动方向相同，两侧舵机转动方向相反，转动角速度大小相同，驱动舵机54驱动偏心杠杆56向下偏转时，上侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮61处于拉伸和弯曲状态，下侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮61处于压缩和弯曲状态，驱动舵机驱动偏心杠杆向上偏转时，上侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮61处于压缩和弯曲状态，下侧的波纹结构和新型柔性复合材料蒙皮61处于拉伸和弯曲状态，襟翼33在偏转时表面整体光滑平整，无屈曲现象。襟翼33用螺栓通过襟翼固定孔洞63与襟翼段腹板48连接。副翼由副翼肋64、副翼后缘65、副翼上板66和副翼下板67组成，副翼肋有减重孔68和卡槽69，副翼后缘65、副翼上板66和副翼下板67均有开槽，副翼上板66和副翼下板67通过卡槽69卡紧，然后和副翼肋64的卡槽69卡紧，副翼后缘卡槽70和副翼肋64后缘卡紧连接，副翼34和副翼段腹板50通过合叶71连接，使副翼34能够上下偏转，副翼小舵机72固定在机翼主体
部分的副翼段腹板50处，舵机摇臂73固定在副翼小舵机72转轴上，通过拉杆74与固定在副翼34上的固定摇臂75相连接，通过副翼小舵机72转动带动副翼34上下偏转。除襟翼33部分铺新型柔性复合材料蒙皮57，其余部分铺普通蒙皮，副翼蒙皮76材质与机身蒙皮10相同。
79.如图4、图6、图19、图20所示，尾翼由垂直安定面78、水平安定面77、方向舵80、升降舵89、t型连杆81和尾翼蒙皮82组成。垂直安定面78由垂直安定面半翼肋91、前墙94、腹板96和前缘碳杆98组成，其中垂直安定面半翼肋91有减重孔103和矩形开槽，前墙97和腹板96也均有矩形开槽，前缘碳杆98穿过各半翼肋91前缘减轻孔103连接各翼肋，前墙97和腹板96与半翼肋91通过卡槽连接卡紧。水平安定面由水平安定面半翼肋83、前墙87、腹板88和前缘碳杆89组成，其中垂直安定面半翼肋83有减重孔和矩形开槽，前墙87和腹板88也均有矩形开槽，前缘碳杆穿过各半翼肋83前缘减轻孔连接各翼肋，前墙87和腹板与半翼肋83通过卡槽连接卡紧。方向舵80由方向舵肋92、碳杆95、前墙94和后缘93组成，方向舵肋92打有减重孔104和矩形槽，前墙94和后缘93有矩形开槽，碳杆通过方向舵肋前部减重孔将各肋相连，前墙94与方向舵肋92通过矩形槽卡紧连接，方向舵肋后缘嵌入方向舵后缘93矩形槽中连接，垂直安定面78和方向舵80通过合叶99连接，使方向舵80能够左右偏转，方向舵驱动方式和副翼驱动方式类似，在此不再赘述。升降舵79由升降舵肋84、碳杆89、前墙90和后缘85组成，升降舵肋84打有减重孔105和矩形槽，前墙90和后缘85有矩形开槽，碳杆89通过升降舵肋84前部减重孔将各肋相连，前墙90与升降舵肋84通过矩形槽卡紧连接，方向舵肋后缘85嵌入升降舵后缘矩形槽中连接，水平安定面77和升降舵79通过合叶100连接，使升降舵能够上下偏转，升降舵驱动方式和副翼驱动方式类似，在此不再赘述。t型连杆81通过水平和垂直定位销113与机身后段9相连，垂直安定面78与水平安定面77通过凯夫拉纤维101与t型连杆81相连。
80.如图2、图3、图6所示，起落架由前起落架109和主起落架110组成，前起落架109与机身主体部分7前部通过螺栓111固定，主起落架110与机身主体部分7中部通过螺栓111固定。
81.如图1、图12、图21所示，发动机5由两个无刷电机107和一对碳纤维螺旋桨106，碳纤维螺旋桨106通过螺母115固定在无刷电机107上，无刷电机107通过螺栓108固定在发动机座116上。
82.整机采用刚性副翼舵面和柔性襟翼舵面结合的方式，两者既可以组合打舵也可以各自独立打舵实现滚转，增加了飞行器的飞行可靠性；相比较于刚性舵面，柔性舵面在相同偏转角度相同时，能产生更大的滚转力矩，提高飞行器的机动性能，同时有更优的飞行包线，更加节省能源；襟翼蒙皮为新型柔性复合材料蒙皮，新型柔性复合材料蒙皮能使襟翼完成一定功能的前提下不发生破坏，新型柔性复合材料蒙皮主要用于在变形时承受并传递气动载荷，并保证机翼表面光滑，使机翼具有良好的气密性；机翼为平直翼，可以使飞行器实现短距离起降，翼型采用改进的nasa-0012翼型，有更高的升阻比，在相同的航时下消耗更少的能量；飞行器动力系统采用双发螺旋桨，前三点式起落架，这使飞行器滑行和飞行过程更加稳定，易于操控；机身有优良气动外形，压差阻力小；尾翼与机身主体部分通过方杆(机身后段)相连，这样能使升降舵/方向舵在打舵时产生更大的升降/偏航力矩。整机结构安全可靠，气动外形良好，搭载柔性襟翼舵面，使飞行器能够实时适应多种任务需求且保持最优性能和效率。本发明为未来柔性舵面应用于战斗机和民航客机奠定一定基础。

技术特征：
1.一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，其特征在于：机身主体部分前部腹板形状为圆形，机身主体部分中部腹板形状为跑道型，机身主体部分后部腹板形状为四边凸矩形，机身主体部分后部腹板尺寸越靠近机身主体部分后部越小，机身主体部分前部腹板和机身主体部分后部腹板内侧为圆角矩形镂空结构，机身主体部分后部的机头到机尾方向的最后两块腹板尺寸过小不进行镂空，机身主体部分后部机头到机尾方向的最后的一块腹板中心打孔，机身主体部分中部的腹板内侧为矩形镂空结构，腹板边缘开矩形槽，长桁条靠近机身一侧开矩形槽，腹板和长桁条通过矩形槽交叉垂直卡紧；机身核心部分由六块机身核心减重板组成，机身核心减重板内部有若干三角形、矩形和圆角矩形镂空，机身核心减重板四周有矩形开槽，6块机身核心减重板通过四周的矩形开槽垂直交叉卡紧组成机身核心部分，与机翼展长方向垂直的两块机身核心减重板上开有大圆孔和小圆孔，机翼主碳杆中和发动机碳杆从中穿过，使机身与机翼相连，机身核心部分镶嵌在机身主体部分中部腹板内侧的矩形镂空结构中；机身后段为一条方杆，由5块机身后段减重板组成，5块减重板在四周开有矩形槽，与机身轴线方向平行的四块机身后段减重板中间有三角形镂空，后部有圆形开孔，插入固定尾翼的定位销，与机身轴线方向垂直的机身后段减重板中心打孔；机身后段为一条方杆，尾翼与机身主体部分由方杆连接，方杆一端通过螺栓固定在机身主体部分后部最后一块腹板上，方杆另一端与t型连杆通过水平和垂直定位销相连；垂直尾翼与水平尾翼通过凯夫拉纤维与t型连杆相连。2.一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，其特征在于：机翼主体部分由翼肋、碳杆、腹板和过渡段后墙组成，碳杆分为主碳杆左、主碳杆中、主碳杆右、发动机碳杆和前缘碳杆，翼肋分为全翼肋和半翼肋，全翼肋分为机身全翼肋和过度段全翼肋，半翼肋分为副翼半翼肋和襟翼半翼肋，腹板分为襟翼段腹板、过渡段腹板和副翼段腹板；翼肋上打有减重孔和矩形槽，主碳杆中、发动机碳杆、前缘碳杆分别通过翼肋上的减重孔将机身全翼肋、襟翼半翼肋、发动机座和过度段全翼肋连接，主碳杆左和主碳杆右与主碳杆中套筒式连接，三根主碳杆不发生相对滑动扭转，副翼半翼肋通过减轻孔依次与主碳杆左、主碳杆右和前缘碳杆连接，襟翼段腹板、过渡段腹板和副翼段腹板分别与襟翼半翼肋、过渡段全翼肋和副翼半翼肋通过卡槽垂直交叉连接，过渡段后墙与过渡段翼肋通过卡槽交叉连接，过渡段后缘通过卡槽与过渡段翼肋后缘连接，机身主体部分蒙板通过翼肋前部开槽与翼肋连接；发动机座由主碳杆中、发动机碳杆和前缘碳杆三者共同固定；机翼上同时搭载柔性襟翼舵面和刚性副翼舵面，两者既可以组合打舵也可以各自独立打舵实现滚转，机翼翼型为改进的nasa-0012翼型。3.一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，其特征在于：步骤二中所述的“柔性襟翼舵面”是襟翼波纹点阵复合材料蒙皮结构，内部驱动机构是由对称放置的舵机和偏心杠杆组成，一个襟翼有四个驱动舵机、四个偏心杠杆，两两对称放置，处于同一侧的两个舵机转动方向相同，两侧舵机转动方向相反，转动角速度大小相同，驱动舵机驱动偏心杠杆向下偏转时，上侧的柔性襟翼舵面处于拉伸和弯曲状态，下侧的柔性襟翼舵面处于压缩和弯曲状态，驱动舵机驱动偏心杠杆向上偏转时，上侧的柔性襟翼舵面处于压缩和弯曲状态，下侧的柔性襟翼舵面处于拉伸和弯曲状态，襟翼在偏转时表面整体光滑平整，无屈曲现象。

技术总结
本发明提供一种基于新型柔性复合材料蒙皮的变体飞行器验证机，机身主体部分为纺锤形；机翼为平直翼，翼型为改进的NASA-0012，机翼搭载刚性副翼舵面和柔性襟翼舵面，两者既可以组合打舵也可各自独立打舵实现滚转，柔性舵面部分的为波纹点阵复合材料蒙皮结构；尾翼为倒“T”型；起落架为前三点式；发动机由无刷电机和螺旋桨组成。和螺旋桨组成。和螺旋桨组成。


技术研发人员：白江波 李少林 路驰宇 杜文远 刘天伟
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.03.22
技术公布日：2023/6/27