专利名称：翼身融合体微型飞行器的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及飞行器领域，更具体地说，本实用新型涉及一种微型飞行器。
背景技术：
自从1992年美国提出“微型飞行器”的概念以来，微型飞行器因为具有特殊用途而倍受关注。一些国家投入了专项经费，研制翼展一米以下乃至150毫米以下的飞行器，并取得了相当的成果。微型飞行器的特征为飞行器尺寸6～100厘米，重量10～500克，巡航速度30～70千米/小时，续航时间20～100分钟，活动半径1～10千米。飞行器执行的任务包括空中侦察、目标指示，通信中继等。微型飞行器具有以下主要特征1、外形尺寸小，飞行雷诺数低。微型飞行器的翼展小于一米，平均空气动力弦长仅几厘米到十几厘米，在MAV的整个飞行包线中，飞行器的雷诺数都处在20000——100000的范围内，比常规飞行器低两个数量级。低雷诺数降低了飞机升阻比，使阻力系数增大，因此微型飞行器的气动设计与传统飞行器有很大区别。
2、重量轻，惯性小，易受扰动。微型飞行器的飞行重量为数十克至几百克，与传统飞机的几百公斤至数十吨相距甚远。微型飞行器的翼载荷很低，惯性几乎不存在，相比起来其工作环境更类似于小鸟和大昆虫，所以为保证良好的飞行性能，必须采取特殊的设计。
传统的飞行器一般由机翼11、机身12、垂直安定面(包括水平尾翼13和垂直尾翼14)组成，并由升降舵15、方向舵16和副翼17三组舵面来分别控制飞机的俯仰、偏航和横侧三轴运动，见图1。现有的微型飞行器一般是具有如图1所示的结构，并按比例缩小，这种结构存在以下问题1)升力面积不足，如果按照比例将常规飞机缩小，在严格的尺寸限制下(翼展小于40厘米)，这种方式的机翼面积将很难提供必要的升力；2)机身容量不足，同前文所述，常规飞行器多采用细长机身设计，当尺寸缩小后，其容量按长度的三次方降低，难于满足安装各种类型控制与任务设备；3)舵面操纵力矩不足。微型飞行器自身安定性差，对于操纵性能的要求高于普通飞机。传统的设计中舵面的面积非常小，无法产生足够的操纵力矩，无法满足微型飞行器对于操纵性的要求。进一步传统飞机采用升降舵、方向舵和副翼三组舵面来分别控制飞机的俯仰、偏航和横侧三轴运动，而这种方式对于微型飞行器过于复杂。
发明内容
本实用新型的目的在于克服现有技术的缺点和不足，提供一种新的微型飞行器的外形结构，改进微型飞行器的气动特性。
为了实现上述目的，本实用新型提供一种翼身融合体微型飞行器，包括机身、机翼、垂直安定面、舵面和螺旋桨；所述机身和机翼一体成形为一个扁平状的机体，所述机体沿一与飞行方向平行的中轴线对称；所述机体具有上表面、下表面，位于机体前端的前缘、位于机体后端的后缘，以及两个位于机体两侧的翼尖。
所述机体后掠，所述机体的四分之一弦线后掠角在10度～25度之间。所述机体的翼尖与中轴线平行。所述机体的根梢比范围在1.2～2.5之间。所述机体的展弦比在1.2～2.2之间。
所述机体的纵剖面呈流线型的翼剖面形状。
所述舵面包括两个对称设置在所述机体后缘的升降副翼，所述升降副翼可沿所述机体后缘偏转。
所述垂直安定面包括两个在所述两个翼尖处分别设置的垂直尾翼，所述垂直尾翼从翼尖开始垂直于机体上表面向上延伸；设置在所述机体的下表面中轴线上的一腹鳍，所述腹鳍垂直于机体的下表面并向下延伸。
所述翼尖为四十五度斜切式翼尖。
所述机体内含有一空腔，用于布置飞行器的载荷。
本实用新型的优点在于1)将传统飞机的机身和机翼融为一体，形成一个整体成形的机体。该机体将机身和机翼的功能结合起来，机体不仅产生升力，同时提供任务载荷空间。这种设计不仅在允许的外形尺寸限制下得到了尽量大的机翼面积，保证能够有效的产生足够的升力，而且体积容量积也较大，有利于安排各种机载设备。
2)机体的平面形状呈现后掠梯形翼，这种形状可以尽量提高微型飞行器的升阻比，还可以将机体的焦点的位置后移，满足纵向力矩配平要求，以便减轻微型飞行器头部的配重。
3)采用升降副翼来控制飞行器的三轴运动，简化了传统飞行器的舵面设计。
4)采用翼尖双垂尾结合腹鳍模式的垂直安定面，该设计提供了航向安定性，降低了机翼产生的诱导阻力。而且利用这种设计，可以大大减小垂直尾翼的面积，进一步降低飞行器的外形尺寸。
图1是传统飞行器的结构示意图；图2(a)是本实用新型的翼身融合体微型飞行器的立体结构示意图；图2(b)是图2(a)的微型飞行器沿箭头A方向的侧视图；图2(c)是图2(a)的微型飞行器沿箭头B方向的俯视图；图2(d)是图2(a)的微型飞行器沿箭头C方向的后视图；图3是从图2(c)中沿E-E线提取的机体剖面图；图4是本实用新型的翼身融合体微型飞行器的机体平面形状示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施方式
对本实用新型作进一步详细描述。
结合图2(a)～图2(d)所示，本实用新型的翼身融合体微型飞行器包括机体20、两个升降副翼31和32、两个垂直尾翼41和42和一个腹鳍50，以及螺旋桨60。
在本实用新型中，在飞行器的气动设计上采用了翼身融合体概念。与图1相比，图2(a)中的飞行器在外形上没有传统的细长的机翼与机身的区别，而是将机翼与机身整体成形为一个扁平状的机体20。该机体10为轴对称形状，在图2(c)中看得更清楚，机体20沿中轴70对称，中轴70沿着飞行器的飞行方向(箭头D所示方向)，且中轴70将机体20分为了左半机体21和右半机体22两部分。虽然在本实用新型中没有了传统的机翼和机身的区别，但是从图2(a)～图2(d)可看出，组成本实用新型机体10的左半机体21和右半机体22仍然起到了传统飞行器设计中机翼的功能，因此在下面的描述中，我们会借用一些传统飞行器设计中描述机翼的术语来描述本实用新型中的机体，例如在下文中会出现的前缘、后缘、翼尖、展弦比和根稍比等术语，这对于飞行器设计领域的技术人员来说是很容易理解的。
机体20沿飞行方向的剖面具有如图3所示的流线型翼剖面形状，图3是从图2(c)中沿E-E线提取的机体剖面图。这样的机体剖面可以有效地产生升力，并尽量减小飞行时的阻力。
为最大限度的发挥翼身融合体这种设计方式的优势，满足飞行器设计要求，机体20带有一定的后掠角。如图2(c)所示，机体20的前缘被中轴70分为左半机体前缘23和右半机体前缘24，两个半机体的前缘23和24分别沿中轴70后掠。机体的后掠在图4中看的更清楚，图4示出了在一般情况下本实用新型的飞行器的机体平面形状，机体的1/4弦线S沿水平方向(图中虚线所示)后掠，用角α表示，后掠角α的优选取值范围为10度至25度。
机体20左右两端的翼尖27和28均平行于机体的中轴线70，而机体20的后缘被中轴70分为左半机体后缘25和右半机体后缘26。这样，从前面的描述以及参见图2(c)可知，左半机体21和右半机体22的平面形状形成为梯形，从而形成后掠梯形翼。特别是在图2(a)～图2(d)中，机体20的后缘平直，这样，左半机体21和右半机体22的平面形状就形成为直角梯形。图2(a)～图2(d)只是本实用新型的一个特例，图4示出了在一般情况下本实用新型的飞行器机体的平面形状。在图4中，机体的展弦比λ＝2L/(b0+b1)，展弦比λ的优选范围在1.2～2.2之间，而根梢比γ＝b0/b1，根梢比γ的优选范围在1.2～2.5之间。经空气动力学优化计算，这种平面形状可以明显提高微型飞行器的升阻比，达到了较高的气动效率。
从空气动力学的角度出发，本实用新型呈后掠梯形翼的机体的诱导阻力比矩形机翼减小70％以上，在小展弦比机翼的情况下这种特点更加重要。而采用后掠的梯形机翼可以将焦点的位置后移，满足纵向力矩配平要求，以便减轻微型飞行器头部的重量。
如图2(c)所示，在本实用新型的微型飞行器上，采用升降副翼31和32作为飞行器的舵面，以便控制飞行器的三轴运动。升降副翼31铰接在左半机体21的后缘25处，可以后缘25为轴转动；相对称地，升降副翼32铰接在右半机体22的后缘26处，可以后缘26为轴转动。升降副翼25和26为长方形舵面，其长度为半翼展，即图4中的翼展L的一半，宽度为图4中的平均空气动力弦长ba的10％～20％，其中ba＝(b0+b1)/2。当升降副翼31和32同向偏转时，产生俯仰力矩，控制飞行器俯仰方向运动；当升降副翼31和32反向差动偏转时，产生滚转力矩，同时控制飞行器的滚转运动与偏航运动。当升降副翼31和32叠加了同向与差动的偏转时，既可有效控制微型飞行器的三维空间飞行运动。
由于本实用新型的翼身融合体的微型飞行器没有传统的机身，所以垂直安定面的位置形状也与传统飞机不同。在本实用新型的微型飞行器上，垂直安定面包括两个垂直尾翼41、42，最好还包括一个腹鳍50。垂直尾翼41、42分别位于机体两端的翼尖27和28上，垂直向上，其平面形状为梯形。垂直尾翼41、42的后缘43和44与机体20的后缘空间相交，这一点在图2(b)中看得更清楚。腹鳍50位于机体20下表面的中轴线上，垂直向下，其后缘51与机体20后缘对齐，其平面形状为四边形，这一点在图2(b)中看得更清楚。垂直尾翼41、42不仅能够提供航向安定性，而且可以阻断翼尖27和28的诱导涡，降低机体20产生的诱导阻力。腹鳍50的作用非常明显，因为小雷诺数下飞行器升阻比低，平飞时迎角大，机体20上表面的气流附着情况差，所以常规的上垂尾效率很低；改用腹鳍50后由于当地气流较“干净”，效率相应提高，只需要很小的面积就可以明显改善微型飞行器的横航向安定性。通过大量的试飞试验证明，本实用新型的腹鳍50可以显著提高微型飞行器的飞行品质。
由于微型飞行器展弦比小，所以翼尖的形状对整个飞行器的气动特性有很大的影响。本设计采用了45度三维斜切式翼尖，参见图2(d)。翼尖由45度倾斜的与气流方向平行的平面45和机体翼梢处的上表面共同构成，下表面呈长椭圆形。这种形状的翼尖在不增大翼展的情况下可以有效降低诱导阻力，同时这种形状的设计相当于提供了一定的翼尖上反角，对于飞行器横侧安定性的提高很有帮助。
机体20内部具有一个空腔(图中未示出)，以便布置各种机载设备。机体20这种翼身融合体的设计不仅在允许的外形尺寸限制下得到了尽量大的机翼面积，保证能够有效的产生足够的升力，而且体积容量积也较大，有利于安排各种机载设备。
本实用新型的翼身融合体微型飞行器在成形时，采用激光切割成型的轻木构成飞行器的骨架。在成形的骨架上蒙皮，形成微型飞行器的气动外形，同时承受气动载荷。在制造中采用厚0.05mm的聚氨酯热缩蒙皮，包覆于骨架结构上，经加热收缩张紧后，形成最终需要的气动外形。
权利要求1.一种翼身融合体微型飞行器，包括机身、机翼、垂直安定面、舵面和螺旋桨，其特征在于，所述机身和机翼一体成形为一个扁平状的机体，所述机体沿一与飞行方向平行的中轴线对称；所述机体具有上表面、下表面，位于机体前端的前缘、位于机体后端的后缘，以及两个位于机体两侧的翼尖。
2.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述机体后掠，所述机体的四分之一弦线后掠角在10度～25度之间。
3.根据权利要求2所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述机体的翼尖与中轴线平行。
4.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述机体的根梢比范围在1.2～2.5之间。
5.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述机体的展弦比在1.2～2.2之间。
6.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述机体的纵剖面呈流线型的翼剖面形状。
7.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述舵面包括两个对称设置在所述机体后缘的升降副翼，所述升降副翼可沿所述机体后缘偏转。
8.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述垂直安定面包括两个在所述两个翼尖处分别设置的垂直尾翼，所述垂直尾翼从翼尖开始垂直于机体上表面向上延伸；设置在所述机体的下表面中轴线上的一腹鳍，所述腹鳍垂直于机体的下表面并向下延伸。
9.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述翼尖为四十五度斜切式翼尖。
10.根据权利要求1所述的翼身融合体微型飞行器，其特征在于，所述机体内含有一空腔，用于布置飞行器的载荷。
专利摘要本实用新型公开了一种翼身融合体微型飞行器，包括机身、机翼、垂直安定面、舵面和螺旋桨。机身和机翼一体成形为一个扁平状的机体，机体沿一与飞行方向平行的中轴线对称。机体的平面形状沿所述中轴线对称，中轴线两侧的半个机体的平面形状为梯形。舵面包括两个对称设置在所述机体后缘的升降副翼，升降副翼可沿机体后缘偏转。本实用新型的翼身融合体微型飞行器将传统飞机的机身和机翼融为一体，形成一个整体成形的机体，机体不仅产生升力，同时提供任务载荷空间。这种设计不仅在允许的外形尺寸限制下得到了尽量大的机翼面积，保证能够有效的产生足够的升力，而且体积容量积也较大，有利于安排各种机载设备。
文档编号B64C39/10GK2681998SQ200420007038
公开日2005年3月2日 申请日期2004年3月16日 优先权日2004年3月16日
发明者周兆英, 王晓浩, 王劲东, 熊沈蜀, 朱荣, 宋宇宁, 魏强 申请人:清华大学