一种固定翼无人飞行器的制造方法
【技术领域】
[0001] 本实用新型涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种固定翼无人飞行器。
【背景技术】
[0002] 无人机被广泛应用于军事、安保、交通、农业、勘探、测绘、气象等各个领域，在上述 领域中，对无人机的气动稳定性、操作可靠性及简易性有着很高的要求。
[0003] 目前小型固定翼无人飞机器一般采用的S形的翼型，即S翼型，S翼型是指机翼在机 身的轴向上的截面形状成闭合面，闭合面的上半部分为水平放置的S型，下半部分为圆弧 形。即机翼的上曲面为波浪形，并且在机翼上曲面靠近机尾的部位向上翘起，气流流经这部 分时产生一个作用于机翼后缘的力，使无人机产生抬头力矩，从而得到较好的俯仰安定性。
[0004] 但由于机翼上曲面靠近机尾的部位向上翘起的弧度较大，S型比较明
[0005] 显，所产生的抬头力矩比较大，会导致不良的起飞特性，在转弯时会产生飞行高度 降低较大的现象，使得固定翼无人飞行器的飞行稳定性较差，操控性也较差，无法满足对固 定翼无人飞行器飞行稳定性要求较高的领域的要求。 【实用新型内容】
[0006] 本实用新型的发明目的在于提供一种固定翼无人飞行器，以解决目前采用S翼型 的固定翼无人机转弯时飞行高度降低较大的操控性能不良的技术问题。
[0007] 为了解决上述技术问题，本实用新型提供一种固定翼无人飞行器，包括机身和两 个分别设置于所述机身两侧的机翼，所述机翼沿所述机身轴向的剖视图为闭合面，所述闭 合面的曲线方程在直角坐标系里用二阶方程表达：以所述机翼的前顶端部为原点，X轴的数 值表示所述机翼的宽度，Y轴的数值表示所述机翼的长度，所述曲线方程为分段函数，所述 闭合面的上半部分边缘的曲线方程满足：
[0008] Y = -0 ? 0076*X2+0 ? 5538*X+1 ? 2591 (0 SX<32);
[0009] Y = -0 ? 0012*X2+0 ? 177*X+7.08451(32SX<95.7);
[0010] Y = -0 ? 0007*X2+0 ? 1276*X+7 ? 1721 (95 ? 7 SX< 155 ? 07);
[0011] Y = 0.0007*X2-0.3353*X+44.9996(155.07 ^X< 180.68)；
[0012] Y = 0.0036*X2-1.3702*X+137.431 (180.68 SXS 200)。
[0013] 所述曲线方程为分段函数，所述闭合面的下半部分边缘的曲线方程满足：
[0014] Y =0.00659*X2-0.3526*X-1.2742(0 SX<7.71);
[0015] Y = 0 ? 00557*X2-0 ? 2994*X-1 ? 4873(7 ? 71 SX<25 ? 89);
[0016] Y = 0.0006*X2-0.05861*X-4.6628(25.89^X< 119.02)；
[0017] Y = 0.0001*X2+0.007*X-5.3521(119.02SX<153.76);
[0018] Y = 0.0006*X2-0.1289*X+3.8854(153.76 ^X< 190.13)；
[0019] Y = 0.0005*X2-0.091 *X+0.1945(190.13 SXS 200)。
[0020]进一步的，所述机翼的相对厚度为0.1。
[0021] 进一步的，所述机翼的前缘后掠角为25°~26.5° ;
[0022] 进一步的，在所述机翼的末端设置有垂直于所述机翼向下的小翼;所述小翼的方 向与所述机身的轴向平行。
[0023] 进一步的，两个所述机翼分别位于所述机身两侧的上半部。
[0024] 由上可见，应用本实用新型实施例的技术方案，有如下有益效果：
[0025] 本实用新型采用上述方程得到的上曲面为S形的翼型，较之现有无人机的翼型，减 小了机翼上曲面的后部向上翘起的弧度，减小了气流流经这部分时空气对机翼的作用力， 进而减小了空气对无人机产生的抬头力矩，不仅可增加俯仰安定性，而且在起飞时不会出 现失速等不良特性，减小了转弯掉高的现象。因此，根据本实用新型提供的技术方案可以为 固定翼无人飞行器提高较高的飞行稳定性。
【附图说明】
[0026] 为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对本实用 新型实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中 的附图仅仅是本实用新型的一部分实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造 性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0027]图1为本实用新型实施例俯视图；
[0028]图2为本实用新型实施例机翼剖视图；
[0029]图3为本实用新型实施例正视图；
[0030]图4为本实用新型实施例机翼的压强分布图；
[0031 ]图5为本实用新型实施例机翼空气动力分解图。
【具体实施方式】
[0032]下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行 清楚地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施 例。基于本实用新型中的实施例提出的技术方案，本领域普通技术人员在没有作出创造性 劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
[0033] 实施例
[0034]如图1所示，本实施例公开了一种固定翼无人飞行器，包括机身10、两个分别设置 于机身10两侧的机翼20。当飞行器在空中飞行时，作用在飞行器上的升力主要是由机翼20 产生，同时机翼20上也会产生阻力。机翼20上的空气动力的大小和方向，在很大程度上又取 决于机翼的外形，即机翼翼型
[0035](或翼剖面)几何形状、机翼平面几何形状等。飞行器机翼20上平行于飞行器对称 面或垂直于飞行器前缘的剖面形状，称为翼型，又称为翼剖面。
[0036]翼型具有各种不同的形状，人们在飞行实践的过程中，发现把翼剖面做成像鸟翼 那样的弯拱形状，即薄的单凸翼剖面，对升力特性有改进。随着飞机的发展，机翼剖面也从 单凸翼剖面发展到凹凸形翼剖面、平凸形翼剖面、双凸形翼剖面、S形翼剖面、"层流翼剖 面"、菱形翼剖面和双弧形翼剖面。其中S形翼剖面的中线呈S形的，它的特点是尾部稍稍向 上翘，使得压力中心不会前后移动。
[0037]飞行器在飞行时可以认为在空中飞行的飞行器是不动的，而空气以同样的速度流 过飞机。当气流流过机翼时，由于翼型的上表面凸些，此处的气流流线变密，流管变细，相反 翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大（与远前方流线相比）。根据连续性定理和伯努 利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减 小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。根据翼型上下表面各处的压强， 可以绘制出翼型的压强分布图（压力分布图），如图4所示。图中自机翼表面向外指的箭头， 代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂直，其长短表示负压（与吸力对应） 或正压(与压力对应）的大小。由图4可看出，上表面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀 薄度最大，即这里的吸力最大。这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的 方向向后向上。根据气流对飞行器实际所起的作用，如图5所示，可把R分成两个分力：一个 与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L;另一个与流速v平行，起阻碍飞机前 进的作用，就是阻力D。此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强 不等引起的，称之为压差阻力。
[0038]采用无因次的升力系数Cl来表示升力与迎角的关系，作用在飞机上的升力可以表 示为:L = aqS，其中
为动压(指空气流动时产生的压力），S为机翼参考面积。对于 没有增升装置的对称翼型，升力系数可以表示为:Cl=Cu? a，Cu为升力线斜率，a为迎角，飞 行速度(飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度)在飞机参考平面上的投影与某 一固定基准线(一般取机翼翼根弦线或机身轴线)之间的夹角，称为迎角，用a表示。对于非 对称翼型，升力系数可以表示为:C L = Cu* (a-aohao为零升迎角，取决于机翼的弯度等特 性。其中S翼型的零升迎角为0,即S翼型的仰角为0°时即能够达到飞行器起飞的效果。
[0039]根据上述结论，现有固定翼无人飞行器的翼型一般采用的S翼型，机翼的上曲面为 波浪形，并且在机翼上曲面靠近机尾的部位向上翘起，即机翼的上曲面为波浪形，并且在机 翼上曲面靠近机尾的部位向上翘起，在气