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。但由于现有固定翼无人飞行器的机 翼上曲面靠近机尾的部位向上翘起的弧度较大，S型比较明显，空气对固定翼无人飞行器所 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。
[0040] 在本实施例采用的所述机翼20中，机翼20沿所述机身10轴向的剖视图为闭合面， 如图2所示，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20的前顶端部 为原点，X轴的数值表示所述机翼20的宽度，Y轴的数值表示所述机翼20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：
[0041] Y = -0.0076*X2+0.5538*X+1.2591 (0 ^X<32)；
[0042] Y =-0.0012*X2+0.177*X+7.08451(32^X05.7)；
[0043] Y = -0 ? 0007*X2+0 ? 1276*X+7 ? 1721 (95 ? 7 SX< 155 ? 07);
[0044] Y = 0.0007*X2-0.3353*X+44.9996(155.07 ^X< 180.68)；
[0045] Y = 0 ? 0036*X2-1 ? 3702*X+137 ? 431 (180 ? 68 SXS 200)。
[0046]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：
[0047] Y = 0 ? 00659*X2-0 ? 3526*X-1 ? 2742(0 SX<7 ? 71);
[0048] Y = 0 ? 00557*X2-0 ? 2994*X-1 ? 4873(7 ? 71 SX<25 ? 89);
[0049] Y = 0.0006*X2-0.05861*X-4.6628(25.89^X< 119.02)；
[0050] Y = 0 ? 0001*X2+0 ? 007*X-5 ? 3521 (119 ? 02 SX< 153 ? 76);
[0051 ]Y =0.0006*X2-0.1289*X+3.8854(153.76 ^X< 190.13)；
[0052] Y = 0?0005*X2-0?091 *X+0?1945 (190?13 SX S 200)。
[0053]采用上述方程得到的翼型，较之现有固定翼无人机的翼型，减小了机翼20的S翼型 弧度，不仅可减小转弯时飞行高度急剧减小的现象，增加俯仰安定性，提高了固定翼无人飞 行器的飞行稳定性。
[0054]机翼20的厚度是垂直于翼弦的翼型上下表面之间的直线段长度，翼弦是指机翼前 缘到后缘的连线，相对厚度是指翼型最大厚度tmax与翼弦c之比，称为翼型的相对厚度，并 常用百分数表示。在该技术方案中，所述机翼20的相对厚度为0.1，该取值的相对厚度使无 人机的阻力较低，使无人机可适应高速飞行。
[0055]如图3所示，两个机翼20分别位于机身10两侧的上半部，上单翼布局可减小固定翼 无人飞行器飞行时空气对飞行器的干扰阻力。
[0056]同时机翼20的前缘后掠角21为25°~26.5°，其中后掠角是指从机翼20平均气动弦 长连线自翼根到翼尖向后歪斜的角度，前缘后掠角是机翼前缘线的歪斜角。结合上述曲线 方程组得到的翼型设计，该范围的前缘后掠角使固定翼无人飞行器的最大升力系数达到最 好的取值范围，不仅使升力大小满足要求，还增加了固定翼无人飞行器的航向稳定性和提 高了固定翼无人飞行器的临界马赫数，优选的，当前缘后掠角21为26.2°时可取得较好的无 人机稳定性。
[0057]飞行器在飞行中，机翼产生正升力的情况下，下翼面的压力总要比上翼面的大，有 限翼展机翼下表面的高压气流会绕过翼尖而流向上翼面低压区，形成绕翼尖的漩涡，漩涡 使得下翼面存在着流向翼尖的展向流动，而上翼面存在着流向翼根的展向流动，因而当上 下翼面气流在机翼后缘流过而混合时，这一上下相反的展向流动将形成漩涡而从机翼后缘 拖出，后缘漩涡与翼尖漩涡组成了机翼后面的尾涡面，在机翼附近诱导出一个向下的速度， 称为下洗速度。如图3所示，在机翼20的末端设置有垂直于机翼向下的小翼22,小翼22的方 向与机身10的轴向平行，形成下单小翼，翼梢小翼部分地阻断了上绕气流，使涡流减弱，从 而减小了下洗速度。
[0058]以上所述的实施方式，并不构成对该技术方案保护范围的限定。任何在上述实施 方式的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在该技术方案的保护范 围之内。
【主权项】
1. 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，其特征 在于， 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： Y = -0,0076*X2+0.5538*X+1.2591 (0^X<32)； Y = -0.0012*X2+0.177*X+7.08451(32^X05.7)； 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 (180.68SXS200)。2. 根据权利要求1所述的固定翼无人飞行器，其特征在于，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： Υ = 0 ·00659*Χ2-0· 3526*χ-1 · 2742(〇SX<7· 71); Y = 0 ·00557*X2-0 · 2994*X-1 · 4873(7 · 71 SX<25 · 89); Y = 0.0006*X2-0.0586l*X-4.6628(25.89 ^X< 119.02)； Y = 0 ·0001*X2+0 · 007*X-5 · 3521 (119 · 02SX< 153 · 76); Y = 0 ·0006*X2-0 · 1289*X+3 · 8854( 153 · 76$X< 190 · 13); Y = 0 · 0005*X2-0·09l*X+0·1945(190·13 S X S 200)。3. 根据权利要求2所述的固定翼无人飞行器，其特征在于： 所述机翼的相对厚度为〇. 1。4. 根据权利要求2所述的固定翼无人飞行器，其特征在于： 所述机翼的前缘后掠角为25°~26.5°。5. 根据权利要求2所述的固定翼无人飞行器，其特征在于： 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。6. 根据权利要求5所述的固定翼无人飞行器，其特征在于： 两个所述机翼分别位于所述机身两侧的上半部。
【专利摘要】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，包括机身和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可在直角坐标系里用二阶方程表达：以所述机翼的前端部为原点，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：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)。本实用新型采用上述方程得到的翼型，较之现有无人机的翼型，减小了机翼的S翼型弧度，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。
【IPC分类】B64C3/36, B64C39/02, B64C3/14
【公开号】CN205366050
【申请号】CN201620136211
【发明人】李宛隆, 陈业宏, 赵丽丽, 林晓鑫, 曾祥辉
【申请人】广东泰一高新科技发展有限公司
【公开日】2016年7月6日
【申请日】2016年2月23日