本發(fā)明屬于飛行器空中加油，特別涉及一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套。

背景技術(shù)：

1、空中加油技術(shù)的應(yīng)用，增加了飛機(jī)的航程，增大了有效率等方面的能力，使原本不可能完成的任務(wù)成為可能。此外，空中加油技術(shù)顛覆了人類(lèi)以往對(duì)于飛行器執(zhí)行任務(wù)種類(lèi)的傳統(tǒng)觀念。對(duì)于目前軟管式空中加油方式來(lái)說(shuō)，由于存在大氣紊流與受油機(jī)前體產(chǎn)生的頭波影響，再加上加油軟管的柔性，導(dǎo)致加油錐套相對(duì)于加油機(jī)的空間位置不能固定，在一定范圍內(nèi)存在飄擺現(xiàn)象。

2、目前軟式空中加油方式存在兩個(gè)缺點(diǎn)：

3、一是由于錐套存在飄擺現(xiàn)象，增加對(duì)接高精度空中加油對(duì)接難度，導(dǎo)致加油對(duì)接環(huán)節(jié)的時(shí)間較長(zhǎng)；

4、二是受油機(jī)接近加油錐套時(shí)，其前體頭波可能誘發(fā)加油錐套震蕩從而導(dǎo)致相關(guān)的加油事故。

5、目前對(duì)于錐套的主動(dòng)增穩(wěn)控制主要集中于翼舵式增穩(wěn)控制方法，即通過(guò)在錐套上添加操作舵面，基于直接力控制方法對(duì)錐套飄擺幅度進(jìn)行控制。但是該類(lèi)方案存在的問(wèn)題是：增穩(wěn)舵面與驅(qū)動(dòng)舵機(jī)直接連接，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度較差，在錐套釋放回收過(guò)程中易與加油機(jī)吊艙口撞擊造成損壞，同時(shí)帶來(lái)一定安全風(fēng)險(xiǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了解決現(xiàn)有技術(shù)存在的上述問(wèn)題，本發(fā)明的目的在于提供一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，以實(shí)現(xiàn)通過(guò)控制前后兩個(gè)自旋翼環(huán)旋轉(zhuǎn)不同站位產(chǎn)生氣動(dòng)力控制錐套的姿態(tài)及位置，從而抑制空中加油對(duì)接過(guò)程中軟管錐套系統(tǒng)出現(xiàn)的飄擺和“頭波”現(xiàn)象，提高錐套對(duì)接的效率、精度和安全性，減少意外事故的發(fā)生。

2、本發(fā)明所采用的技術(shù)方案為：

3、一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，包括錐體內(nèi)環(huán)，錐體內(nèi)環(huán)上轉(zhuǎn)動(dòng)連接有至少兩個(gè)自旋翼環(huán)，錐體內(nèi)環(huán)上還分別安裝有飛行控制系統(tǒng)、定位系統(tǒng)、無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)，錐體內(nèi)環(huán)上安裝有若干伺服電機(jī)，伺服電機(jī)的輸出端與自旋翼環(huán)之間連接有驅(qū)動(dòng)組件；所述定位系統(tǒng)和無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)均與飛行控制系統(tǒng)電連接，飛行控制系統(tǒng)與伺服電機(jī)電連接。

4、地面站通過(guò)無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)發(fā)指令使飛行控制系統(tǒng)解鎖(開(kāi)始工作)。在空中加油的過(guò)程中錐套受到擾動(dòng)發(fā)生無(wú)序飄擺，飛行控制系統(tǒng)通過(guò)定位系統(tǒng)獲取錐套的空間位置與飛行速度，根據(jù)相關(guān)數(shù)據(jù)計(jì)算，發(fā)送角度指令給伺服電機(jī)。伺服電機(jī)通過(guò)驅(qū)動(dòng)組件調(diào)整自旋翼環(huán)的位置，不同自旋翼環(huán)間的旋翼處于不同站位，使自旋翼環(huán)產(chǎn)生相應(yīng)的氣動(dòng)力，從而控制錐套的姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)軟管式空加油錐套的增穩(wěn)。加油機(jī)在釋放和回收錐套時(shí)，通過(guò)自主旋轉(zhuǎn)各自旋翼環(huán)，產(chǎn)生不同的氣動(dòng)力，從而控制錐套的姿態(tài)。

5、相對(duì)于傳統(tǒng)空中加油技術(shù)，本發(fā)明的自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐，在錐套釋放和回收過(guò)程抑制由大氣紊流、尾流、翼尖渦等引起的飄擺，使錐套在釋放和回收過(guò)程中處于穩(wěn)定狀態(tài)，快速安全穩(wěn)定地實(shí)現(xiàn)錐套釋放和回收；在錐套與受油管對(duì)接過(guò)程中抑制由于受油機(jī)接近加油錐套其前體產(chǎn)生的“頭波”現(xiàn)象，從而提高錐套對(duì)接的效率，減少意外事故的發(fā)生。

6、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述錐體內(nèi)環(huán)還分別安裝有電池和電源模塊，電池和電源模塊電連接，飛行控制系統(tǒng)、定位系統(tǒng)、無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)和伺服電機(jī)分別與電源模塊電連接。電池通過(guò)電源模塊給飛行控制系統(tǒng)、定位系統(tǒng)、無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)和伺服電機(jī)供電。電源模塊可保持電壓恒定。

7、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述驅(qū)動(dòng)組件包括相互嚙合的主動(dòng)齒輪和內(nèi)齒輪，主動(dòng)齒輪連接于伺服電機(jī)的輸出端上，內(nèi)齒輪固定于自旋翼環(huán)的內(nèi)壁。伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)主動(dòng)齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，主動(dòng)齒輪驅(qū)動(dòng)內(nèi)齒輪轉(zhuǎn)動(dòng)，從而自旋翼環(huán)相應(yīng)轉(zhuǎn)動(dòng)。

8、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述自旋翼環(huán)包括翼環(huán)主體，翼環(huán)主體與錐體內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)連接，翼環(huán)主體上固定有若干旋翼。

9、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述錐體內(nèi)環(huán)上轉(zhuǎn)動(dòng)連接的自旋翼環(huán)的數(shù)量為兩個(gè)，兩個(gè)自旋翼環(huán)上的旋翼相對(duì)于錐體內(nèi)環(huán)的傾斜方向相反。兩個(gè)自旋翼環(huán)上的旋翼相對(duì)于錐體內(nèi)環(huán)的傾斜方向相反，保證初始狀態(tài)時(shí)，氣動(dòng)力合力為零。前側(cè)自旋翼環(huán)逆時(shí)針轉(zhuǎn)，后側(cè)自旋翼環(huán)順時(shí)針轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)角度相同，使兩個(gè)自旋翼環(huán)產(chǎn)生相同方向的氣動(dòng)力，控制錐套運(yùn)動(dòng)。

10、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述翼環(huán)主體上的旋翼的數(shù)量為兩個(gè)，兩個(gè)旋翼在翼環(huán)主體上呈對(duì)稱(chēng)布置。翼環(huán)主體旋轉(zhuǎn)使其上旋翼站位改變，不同自旋翼環(huán)的旋翼處于不同站位，從而產(chǎn)生相對(duì)應(yīng)氣動(dòng)力，控制錐套姿態(tài)，使錐套在整個(gè)釋放和回收過(guò)程都是穩(wěn)定的，相對(duì)于現(xiàn)在加油機(jī)在釋放和回收錐套過(guò)程會(huì)出現(xiàn)飄擺，提高錐套釋放和回收過(guò)程的穩(wěn)定性和安全性。

11、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述自旋翼環(huán)的兩側(cè)均通過(guò)軸承與錐體內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)動(dòng)連接。

12、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述錐體內(nèi)環(huán)的一側(cè)連接有錐杯。

13、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述錐體內(nèi)環(huán)遠(yuǎn)離錐杯的一端連接有傘骨，傘骨的另一端連接有傘衣。

14、作為本發(fā)明的優(yōu)選方案，所述定位系統(tǒng)為北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)或全球定位系統(tǒng)。

15、本發(fā)明的有益效果為：

16、本發(fā)明的自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐，在錐套釋放和回收過(guò)程抑制由大氣紊流、尾流、翼尖渦等引起的飄擺，使錐套在釋放和回收過(guò)程中處于穩(wěn)定狀態(tài)，快速安全穩(wěn)定地實(shí)現(xiàn)錐套釋放和回收；在錐套與受油管對(duì)接過(guò)程中抑制由于受油機(jī)接近加油錐套其前體產(chǎn)生的“頭波”現(xiàn)象，從而提高錐套對(duì)接的效率，減少意外事故的發(fā)生。

技術(shù)特征：

1.一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：包括錐體內(nèi)環(huán)(1)，錐體內(nèi)環(huán)(1)上轉(zhuǎn)動(dòng)連接有至少兩個(gè)自旋翼環(huán)(2)，錐體內(nèi)環(huán)(1)上還分別安裝有飛行控制系統(tǒng)(11)、定位系統(tǒng)(12)、無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)(13)，錐體內(nèi)環(huán)(1)上安裝有若干伺服電機(jī)(3)，伺服電機(jī)(3)的輸出端與自旋翼環(huán)(2)之間連接有驅(qū)動(dòng)組件(4)；所述定位系統(tǒng)(12)和無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)(13)均與飛行控制系統(tǒng)(11)電連接，飛行控制系統(tǒng)(11)與伺服電機(jī)(3)電連接。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述錐體內(nèi)環(huán)(1)還分別安裝有電池(14)和電源模塊(15)，電池(14)和電源模塊(15)電連接，飛行控制系統(tǒng)(11)、定位系統(tǒng)(12)、無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)(13)和伺服電機(jī)(3)分別與電源模塊(15)電連接。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述驅(qū)動(dòng)組件(4)包括相互嚙合的主動(dòng)齒輪(41)和內(nèi)齒輪(42)，主動(dòng)齒輪(41)連接于伺服電機(jī)(3)的輸出端上，內(nèi)齒輪(42)固定于自旋翼環(huán)(2)的內(nèi)壁。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述自旋翼環(huán)(2)包括翼環(huán)主體(21)，翼環(huán)主體(21)與錐體內(nèi)環(huán)(1)轉(zhuǎn)動(dòng)連接，翼環(huán)主體(21)上固定有若干旋翼(22)。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述錐體內(nèi)環(huán)(1)上轉(zhuǎn)動(dòng)連接的自旋翼環(huán)(2)的數(shù)量為兩個(gè)，兩個(gè)自旋翼環(huán)(2)上的旋翼(22)相對(duì)于錐體內(nèi)環(huán)(1)的傾斜方向相反。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述翼環(huán)主體(21)上的旋翼(22)的數(shù)量為兩個(gè)，兩個(gè)旋翼(22)在翼環(huán)主體(21)上呈對(duì)稱(chēng)布置。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述自旋翼環(huán)(2)的兩側(cè)均通過(guò)軸承(16)與錐體內(nèi)環(huán)(1)轉(zhuǎn)動(dòng)連接。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述錐體內(nèi)環(huán)(1)的一側(cè)連接有錐杯(5)。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述錐體內(nèi)環(huán)(1)遠(yuǎn)離錐杯(5)的一端連接有傘骨(6)，傘骨(6)的另一端連接有傘衣(7)。

10.根據(jù)權(quán)利要求1～9任意一項(xiàng)所述的一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，其特征在于：所述定位系統(tǒng)(12)為北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)或全球定位系統(tǒng)(12)。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于飛行器空中加油技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套。其技術(shù)方案為：一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，包括錐體內(nèi)環(huán)，錐體內(nèi)環(huán)上轉(zhuǎn)動(dòng)連接有至少兩個(gè)自旋翼環(huán)，錐體內(nèi)環(huán)上還分別安裝有飛行控制系統(tǒng)、定位系統(tǒng)、無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)，錐體內(nèi)環(huán)上安裝有若干伺服電機(jī)，伺服電機(jī)的輸出端與自旋翼環(huán)之間連接有驅(qū)動(dòng)組件；所述定位系統(tǒng)和無(wú)線(xiàn)電高速數(shù)據(jù)傳輸系統(tǒng)均與飛行控制系統(tǒng)電連接，飛行控制系統(tǒng)與伺服電機(jī)電連接。本發(fā)明提供了一種自旋翼環(huán)式空中加油主動(dòng)增穩(wěn)錐套，通過(guò)抑制空中加油對(duì)接過(guò)程中軟管錐套系統(tǒng)出現(xiàn)的飄擺和“頭波”現(xiàn)象，提高錐套對(duì)接的效率、精度和安全性，減少意外事故的發(fā)生。

技術(shù)研發(fā)人員：黃江濤,單恩光,朱喆,杜昕,王崯矚,胡斌,章勝,王春陽(yáng),陳其盛,鄭浩宇,鹿天龍,陳憲,胡芳芳
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空天技術(shù)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21