一種固定翼無人飛行器制造技術(shù)

本實用新型專利技術(shù)涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種固定翼無人飛行器，包括機身和設(shè)置于所述機身兩側(cè)的機翼，所述機翼沿所述機身軸向的剖視圖為閉合面，所述閉合面的曲線方程可在直角坐標(biāo)系里用二階方程表達：以所述機翼的前端部為原點，X軸的數(shù)值表示所述機翼的寬度，Y軸的數(shù)值表示所述機翼的長度，所述曲線方程為分段函數(shù)，所述閉合面的上半部分邊緣的曲線方程滿足：Y＝-0.0076*X2+0.5538*X+1.2591(0≦X＜32)；Y＝-0.0012*X2+0.177*X+7.08451(32≦X＜95.7)；Y＝-0.0007*X2+0.1276*X+7.1721(95.7≦X＜155.07)；Y＝0.0007*X2-0.3353*X+44.9996(155.07≦X＜180.68)；Y＝0.0036*X2-1.3702*X+137.431(180.68≦X≦200)。本實用新型專利技術(shù)采用上述方程得到的翼型，較之現(xiàn)有無人機的翼型，減小了機翼的S翼型弧度，不僅可增加俯仰安定性，而且在起飛時不會出現(xiàn)失速等不良特性，減小了轉(zhuǎn)彎掉高的現(xiàn)象。

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】

本技術(shù)涉及飛行器
，尤其涉及一種固定翼無人飛行器。
技術(shù)介紹
無人機被廣泛應(yīng)用于軍事、安保、交通、農(nóng)業(yè)、勘探、測繪、氣象等各個領(lǐng)域，在上述領(lǐng)域中，對無人機的氣動穩(wěn)定性、操作可靠性及簡易性有著很高的要求。目前小型固定翼無人飛機器一般采用的S形的翼型，即S翼型，S翼型是指機翼在機身的軸向上的截面形狀成閉合面，閉合面的上半部分為水平放置的S型，下半部分為圓弧形。即機翼的上曲面為波浪形，并且在機翼上曲面靠近機尾的部位向上翹起，氣流流經(jīng)這部分時產(chǎn)生一個作用于機翼后緣的力，使無人機產(chǎn)生抬頭力矩，從而得到較好的俯仰安定性。但由于機翼上曲面靠近機尾的部位向上翹起的弧度較大，S型比較明顯，所產(chǎn)生的抬頭力矩比較大，會導(dǎo)致不良的起飛特性，在轉(zhuǎn)彎時會產(chǎn)生飛行高度降低較大的現(xiàn)象，使得固定翼無人飛行器的飛行穩(wěn)定性較差，操控性也較差，無法滿足對固定翼無人飛行器飛行穩(wěn)定性要求較高的領(lǐng)域的要求。
技術(shù)實現(xiàn)思路
本技術(shù)的專利技術(shù)目的在于提供一種固定翼無人飛行器，以解決目前采用S翼型的固定翼無人機轉(zhuǎn)彎時飛行高度降低較大的操控性能不良的技術(shù)問題。為了解決上述技術(shù)問題，本技術(shù)提供一種固定翼無人飛行器，包括機身和兩個分別設(shè)置于所述機身兩側(cè)的機翼，所述機翼沿所述機身軸向的剖視圖為閉合面，所述閉合面的曲線方程在直角坐標(biāo)系里用二階方程表達：以所述機翼的前頂端部為原點，X軸的數(shù)值表示所述機翼的寬度，Y軸的數(shù)值表示所述機翼的長度，所述曲線方程為分段函數(shù)，所述閉合面的上半部分邊緣的曲線方程滿足：Y＝-0.0076*X2+0.5538*X+1.2591(0≦X＜32)；Y＝-0.0012*X2+0.177*X+7.08451(32≦X＜95.7)；Y＝-0.0007*X2+0.1276*X+7.1721(95.7≦X＜155.07)；Y＝0.0007*X2-0.3353*X+44.9996(155.07≦X＜180.68)；Y＝0.0036*X2-1.3702*X+137.431(180.68≦X≦200)。所述曲線方程為分段函數(shù)，所述閉合面的下半部分邊緣的曲線方程滿足：Y＝0.00659*X2-0.3526*X-1.2742(0≦X＜7.71)；Y＝0.00557*X2-0.2994*X-1.4873(7.71≦X＜25.89)；Y＝0.0006*X2-0.05861*X-4.6628(25.89≦X＜119.02)；Y＝0.0001*X2+0.007*X-5.3521(119.02≦X＜153.76)；Y＝0.0006*X2-0.1289*X+3.8854(153.76≦X＜190.13)；Y＝0.0005*X2-0.091*X+0.1945(190.13≦X≦200)。進一步的，所述機翼的相對厚度為0.1。進一步的，所述機翼的前緣后掠角為25°～26.5°；進一步的，在所述機翼的末端設(shè)置有垂直于所述機翼向下的小翼；所述小翼的方向與所述機身的軸向平行。進一步的，兩個所述機翼分別位于所述機身兩側(cè)的上半部。由上可見，應(yīng)用本技術(shù)實施例的技術(shù)方案，有如下有益效果：本技術(shù)采用上述方程得到的上曲面為S形的翼型，較之現(xiàn)有無人機的翼型，減小了機翼上曲面的后部向上翹起的弧度，減小了氣流流經(jīng)這部分時空氣對機翼的作用力，進而減小了空氣對無人機產(chǎn)生的抬頭力矩，不僅可增加俯仰安定性，而且在起飛時不會出現(xiàn)失速等不良特性，減小了轉(zhuǎn)彎掉高的現(xiàn)象。因此，根據(jù)本技術(shù)提供的技術(shù)方案可以為固定翼無人飛行器提高較高的飛行穩(wěn)定性。附圖說明為了更清楚地說明本技術(shù)實施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對本技術(shù)實施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹。顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本技術(shù)的一部分實施例，對于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動性的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。圖1為本技術(shù)實施例俯視圖；圖2為本技術(shù)實施例機翼剖視圖；圖3為本技術(shù)實施例正視圖；圖4為本技術(shù)實施例機翼的壓強分布圖；圖5為本技術(shù)實施例機翼空氣動力分解圖。具體實施方式下面將結(jié)合本技術(shù)實施例中的附圖，對本技術(shù)實施例中的技術(shù)方案進行清楚地描述。顯然，所描述的實施例僅僅是本技術(shù)一部分實施例，而不是全部的實施例?；诒炯夹g(shù)中的實施例提出的技術(shù)方案，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本技術(shù)保護的范圍。實施例如圖1所示，本實施例公開了一種固定翼無人飛行器，包括機身10、兩個分別設(shè)置于機身10兩側(cè)的機翼20。當(dāng)飛行器在空中飛行時，作用在飛行器上的升力主要是由機翼20產(chǎn)生，同時機翼20上也會產(chǎn)生阻力。機翼20上的空氣動力的大小和方向，在很大程度上又取決于機翼的外形，即機翼翼型(或翼剖面)幾何形狀、機翼平面幾何形狀等。飛行器機翼20上平行于飛行器對稱面或垂直于飛行器前緣的剖面形狀，稱為翼型，又稱為翼剖面。翼型具有各種不同的形狀，人們在飛行實踐的過程中，發(fā)現(xiàn)把翼剖面做成像鳥翼那樣的彎拱形狀，即薄的單凸翼剖面，對升力特性有改進。隨著飛機的發(fā)展，機翼剖面也從單凸翼剖面發(fā)展到凹凸形翼剖面、平凸形翼剖面、雙凸形翼剖面、S形翼剖面、“層流翼剖面”、菱形翼剖面和雙弧形翼剖面。其中S形翼剖面的中線呈S形的，它的特點是尾部稍稍向上翹，使得壓力中心不會前后移動。飛行器在飛行時可以認為在空中飛行的飛行器是不動的，而空氣以同樣的速度流過飛機。當(dāng)氣流流過機翼時，由于翼型的上表面凸些，此處的氣流流線變密，流管變細，相反翼型的下表面平坦些，這里的流線變化不大(與遠前方流線相比)。根據(jù)連續(xù)性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管變細，即流管截面積減小，氣流速度增大，故壓強減?。欢硇偷南卤砻妫捎诹鞴茏兓淮笫箟簭娀静蛔儭８鶕?jù)翼型上下表面各處的壓強，可以繪制出翼型的壓強分布圖(壓力分布圖)，如圖4所示。圖中自機翼表面向外指的箭頭，代表吸力；指向表面的箭頭，代表壓力。箭頭都與表面垂直，其長短表示負壓(與吸力對應(yīng))或正壓(與壓力對應(yīng))的大小。由圖4可看出，上表面的吸力占升力的大部分?？拷熬壧幭”《茸畲?，即這里的吸力最大。這樣，翼型上下表面產(chǎn)生了壓強差，形成了總空氣動力R，R的方向向后向上。根據(jù)氣流對飛行器實際所起的作用，如圖5所示，可把R分成兩個分力：一個與氣流速度v垂直，起支托飛機重量的作用，就是升力L；另一個與流速v平行，起阻礙飛機前進的作用，就是阻力D。此時產(chǎn)生的阻力除了摩擦阻力外，還有一部分是由于翼型前后壓強不等引起的，稱之為壓差阻力。采用無因次的升力系數(shù)CL來表示升力與迎角的關(guān)系，作用在飛機上的升力可以表示為：L＝CLqS，其中為動壓(指空氣流動時產(chǎn)生的壓力)，S為機翼參考面積。對于沒有增升裝置的對稱翼型，升力系數(shù)可以表示為：CL＝CLα·α，CLα為升力線斜率，α為迎角本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護點】
一種固定翼無人飛行器，包括機身和兩個分別設(shè)置于所述機身兩側(cè)的機翼，其特征在于，所述機翼沿所述機身軸向的剖視圖為閉合面，所述閉合面的曲線方程在直角坐標(biāo)系里用二階方程表達：以所述機翼的前端部為原點，X軸的數(shù)值表示所述機翼的寬度，Y軸的數(shù)值表示所述機翼的長度，所述曲線方程為分段函數(shù)，所述閉合面的上半部分邊緣的曲線方程滿足：Y＝?0.0076*X2+0.5538*X+1.2591(0≦X＜32)；Y＝?0.0012*X2+0.177*X+7.08451(32≦X＜95.7)；Y＝?0.0007*X2+0.1276*X+7.1721(95.7≦X＜155.07)；Y＝0.0007*X2?0.3353*X+44.9996(155.07≦X＜180.68)；Y＝0.0036*X2?1.3702*X+137.431(180.68≦X≦200)。

【技術(shù)特征摘要】
1.一種固定翼無人飛行器，包括機身和兩個分別設(shè)置于所述機身兩側(cè)
的機翼，其特征在于，
所述機翼沿所述機身軸向的剖視圖為閉合面，所述閉合面的曲線方程在
直角坐標(biāo)系里用二階方程表達：以所述機翼的前端部為原點，X軸的數(shù)值表示
所述機翼的寬度，Y軸的數(shù)值表示所述機翼的長度，所述曲線方程為分段函數(shù)，
所述閉合面的上半部分邊緣的曲線方程滿足：
Y＝-0.0076*X2+0.5538*X+1.2591(0≦X＜32)；
Y＝-0.0012*X2+0.177*X+7.08451(32≦X＜95.7)；
Y＝-0.0007*X2+0.1276*X+7.1721(95.7≦X＜155.07)；
Y＝0.0007*X2-0.3353*X+44.9996(155.07≦X＜180.68)；
Y＝0.0036*X2-1.3702*X+137.431(180.68≦X≦200)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的固定翼無人飛行器，其特征在于，所述曲線方
程為分段函數(shù)，所述閉合面的下半部分邊緣的曲線方程滿足：
Y＝0.00659*X2-0.3526*...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：李宛隆，陳業(yè)宏，趙麗麗，林曉鑫，曾祥輝，
申請(專利權(quán))人：廣東泰一高新科技發(fā)展有限公司，
類型：新型
國別省市：廣東;44