一种适用于航测无人机的大展弦比机翼的制作方法

本实用新型属于无人机固定翼翼型技术领域，具体涉及一种适用于航测无人机的大展弦比机翼。

背景技术：

无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的无人驾驶的飞行设备，无人机具有体积小、造价低、使用方便等优点。目前，无人机在航拍、农业植保、测绘等领域有着广泛的应用。航测使用的无人机属于特殊类无人机，这种无人机载重量较大、航时较长，主要工作地点为山区或高海拔地区。因此对无人机的飞行效率、飞行安全和整体飞行稳定性有较高的要求。机翼是无人机的一个非常重要的部件，其与无人机飞行稳定性、航时和载重息息相关。现在市面上销售的无人机属于通用机，其不能满足航测时的高要求。针对这种问题，有人提出了一种无人机机翼，如201410262256.X所述。

201410262256.X公布了一种无人机，包括机身、设置于机身上方的机翼，机翼包括中翼和外翼，外翼对称的布置在中翼的两侧，机身通过尾撑连接有尾翼，机翼的翼展为3. 8m-4. 2m；左尾翼和右尾翼均包括固定面和舵面，固定面与尾撑之间固定连接，舵面与固定面之间可旋转连接在一起，左尾翼和右尾翼的上方分别设有至少两个层叠的扰流板，扰流板设于尾翼中部以内的位置。该案没有公布机翼的材料结构，且该机翼是分体式结构，强度不够，机翼的抗刮能力不强。

因此，现有技术仍有改进的必要。

技术实现要素：

本实用新型提出了一种适用于航测无人机的大展弦比机翼，通过在无人机上安装本案的机翼，可以增加载重量，延长续航时间，减少滚转力矩，提高飞行的稳定性，降低接地、离地的速度和距离，降低失速速度，减小平飞迎角，降低飞行阻力，更节能且效率高。

本实用新型的技术方案是这样实现的：

一种适用于航测无人机的大展弦比机翼，其包括主翼和副翼，所述副翼铰接在所述主翼上，所述主翼包括主翼外段和主翼内段，所述主翼外段呈等腰梯形，所述主翼内段呈矩形，所述主翼内段的长度为280mm~320mm，所述主翼的翼展为1410mm~1450mm，所述主翼的弦长为405.5mm，所述主翼的展弦比为3.48~3.58，所述主翼最大厚度为69.5mm，最大弯度为23.5mm，后缘角为19°，所述主翼板材包括抗腐蚀油漆层、抗刮薄膜层、环氧树脂加芳纶纤维混纺布层、环氧树脂加珍珠棉层和环氧树脂加玻璃纤维层。

在本实用新型的适用于航测无人机的大展弦比机翼中，所述主翼外段端部是翼梢，所述主翼内段端部是翼根，所述翼根端面上设有插销孔。

实施本实用新型的这种适用于航测无人机的大展弦比机翼，具有以下有益效果：通过在无人机上安装该机翼，可以增加载重量，延长续航时间，增强滑翔能力，减少滚转力矩，提高飞行的稳定性，降低接地、离地的速度和距离，降低失速速度，减小平飞迎角，降低飞行阻力，更节能且效率高；机翼板材结构合理，使得机翼具有优异的韧性、强度和硬度，更强的耐冲击性能，更加耐磨耐刮，增加了机翼的使用寿命，且机翼更轻便，减小了无人机的重量。

附图说明

图1为本实用新型的这种适用于航测无人机的大展弦比机翼的示意图；

图2为本实用新型的这种适用于航测无人机的大展弦比机翼的俯视示意图；

图3为本实用新型的这种适用于航测无人机的大展弦比机翼板材的结构示意图；

图4为本实用新型的这种适用于航测无人机的大展弦比机翼的翼型示意图。

具体实施方式

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、完整地描述。

如图1至4所示的本实用新型的这种适用于航测无人机的大展弦比机翼，其包括主翼1和副翼2，机翼有两块，且结构相同，以无人机的机身轴线对称布置。所述副翼2铰接在所述主翼1上，副翼2可以绕着铰接点上下翻转。所述主翼1包括主翼外段11和主翼内段12，所述主翼外段11呈等腰梯形，所述主翼内段12呈矩形。所述主翼内段12的长度为280mm~320mm，所述主翼1的翼展为1410mm~1450mm。所述主翼1的弦长为405.5mm，所述主翼1的展弦比为3.48~3.58。所述主翼1最大厚度为69.5mm，最大弯度为23.5mm，后缘角为19°。所述主翼1板材包括抗腐蚀油漆层10、抗刮薄膜层20、环氧树脂加芳纶纤维混纺布层30、环氧树脂加珍珠棉层40和环氧树脂加玻璃纤维层50。抗腐蚀油漆层10为深蓝色，可以保护机翼，增加了机翼美观度。抗刮薄膜层20使得机翼具有更强的耐冲击性能，以及更加耐磨耐刮。环氧树脂加芳纶纤维混纺布层30可以增加机翼的强度和韧性。环氧树脂加珍珠棉层40保证了机翼的轻便，同时增加了机翼的强度和韧性。环氧树脂加玻璃纤维层50可以进一步保证机翼的强度和韧性。机翼板材结构合理，使得机翼具有优异的韧性、强度和硬度，更强的耐冲击性能，更加耐磨耐刮，增加了机翼的使用寿命，且机翼更轻便，减小了无人机的重量。

其中，所述主翼外段11端部是翼梢110，所述主翼内段12端部是翼根120，所述翼根120端面上设有插销孔121。机身上设有插销，机翼通过插销孔121插接在机身的插销上，拆、装非常方便。

本案的机翼翼型参数为：

（1）翼弦：机翼前缘与后缘的连线长度是弦长，用字母b表示。翼弦上部的机翼表面为上翼面，翼弦下部的机翼表面为下翼面。本案的机翼弦长b=405.5mm，翼展为1430mm，机翼的展弦比=翼展/弦长，所以机翼的展弦比为3.53。

（2）厚度特性：①厚度分布y_c（x）：上下翼面在垂直翼弦方向的距离叫翼型的厚度，其分布叫厚度分布，y_c（x）=1/2（y_u-y_l）；②最大厚度C：上下翼面在垂直翼弦方向的最大距离，C=2y_cmax；③最大厚度位置X_c：最大厚度所在的X坐标。最大厚度C=69.5mm，最大厚度所在的位置X_c=131.5mm。

（3）弯度特性：①中弧线y_f（x）：翼型上下表面高度中点的连线（对称翼型的中弧线与翼弦重合），y_f（x）=1/2（y_u+y_l）；②最大弯度f：中弧线与翼弦之间的最大距离，f=y_fmax；③最大弯度位置X_f：前缘到最大弯度位置的弦向距离。最大弯度f_max=23.5mm，最大弯度所在的位置X_f=95.5mm。

（4）后缘角：上下翼面在后缘处的切线的夹角，用字母τ表示。后缘角τ=19°。

（5）前缘半径：翼型轮廓线在前缘处的曲率半径，用字母r_l表示。前缘半径r_l=12.5mm。

机翼改进前后的对比：

机翼改进前后的面积对比：

（1）机翼原型

单个机翼的长度是1129.12mm 单个机翼的总面积是4588.2 mm²，其中副翼2面积是791.5 mm²。

（2）机翼重新设计后

单个机翼的长度是1430 mm，单个机翼的总面积是：5967mm²。

增加机翼面积为：1379 mm²，总面积增加约30%。

在无人机上加装改进后的机翼，具有很多优点：

（1）增加无人机的载重量：

升力计算公式： Y=1/2C_yρV²S

其中，Y为升力；

C_y：升力系数；

ρ：空气密度；

V：动压（即相对速度）；

S：机翼面积。

无人机的飞行其主要的升力是由机翼产生，机翼的面积增加了30% ，无人机的升力也会提升，升力变大载重量也就会随之变大。

（2）增加飞机续航时间：

升力计算公式中的V：动压（即相对速度）；

当无人机的升力不变时，机翼面积加大，即V 相对速度可以减小，当无人机飞行速度下降油耗就可以大幅度减少，来增加续航时间。

（3）减少无人机的滚转力矩：

杠杆计算公式：F1*L1=F2*L2

其中，动力F1；

动力臂L1；

阻力F2；

阻力臂L2。

杠杆计算公式中：F1为动力， F2 为阻力；

无人机是前拉式活塞螺旋桨发动机提供动力，螺旋桨的直径是767mm，当螺旋桨工作时候会有强劲的气流吹响后方，并形成圆锥体放大的辐射面积，减小气流强度。

飞机滚转是靠机翼上面副翼2角度发生变化，来改变机翼的升力，当左右机翼升力不均衡时飞机就会出现滚转。

机翼该进之前副翼2内侧距离机身是330mm，改进之后的机翼距副翼2内侧的距离是630mm。副翼2舵面几乎脱离出螺旋桨的强气流区，进入相对气流区，L1和L2 同时放大，则力臂没有变，机翼整体滚转时候产生阻力F2没有变，但是动力F1减小，因为流过副翼2的气流减弱，改变机翼的升力的力量变小，这样无人机在飞行时候滚转会更加柔和平稳。

（4）提高飞行的稳定性：

上反角概念：上反角是指机翼基准面和水平面的夹角，当机翼有扭转时，则是指扭转轴和水平面的夹角。上反角的作用是飞机飞行时如果出现侧滑现象时，迎向侧滑方向的一侧机翼的迎风面积以及迎角就会比另一侧机翼要大很多，这就会使飞机产生反向侧滑的力量，即达到迅速修正侧滑的目的。所以飞机的上反角是为了使飞机具备自动修正飞行姿态异常的功能而设计的。

机翼改进之前机翼的翼梢110到机身水平线有1130mm ，机翼改进之后机翼的翼梢110到机身水平线有1430mm ，机翼翼梢110距离机身水平位置越长，无人机稳定性越强。

（5）降低了无人机接地、离地速度和距离：

升力计算公式中的V：动压（即相对速度）

当飞机的升力不变时，机翼面积加大，即V 相对速度可以减小，飞机的相对速度降低，飞机的离地、接地速度都可以得到降低。

速度计算公式：V=S/T

V速度；

S加速度；

T时间；

飞机要需要达到速度V才可以起飞或是降落，当V值变小 ，S和T值都可以缩小。

对于在山区或是市区场没有合适的起降跑道时候，无人机需要在短距离和短时间内起飞降落。降低了无人机接地、离地速度和距离，大大减少寻找场地的时间，杜绝了无人机损坏的可能性。

（6）降低了飞机的失速速度：

失速概念：无人机刚进入失速的速度，称为失速速度，用Vs表示。失速的产生取决于飞机的迎角是否超过临界迎角，而在飞行状态一定及载荷因数一定时，速度与迎角有一定的关系： 升力=重量+机动载荷，上升时载荷为正。升力与迎角和速度正相关，也就是说迎角越大升力越大，速度越大。

升力的计算公式：Y=1/2C_yρV²S

其中，Y：升力；

C_y：升力系数；

ρ：空气密度；

V：动压（即相对速度）；

S：机翼面积；

改进之后的机翼面积S增大，升力Y也会提升，当升力Y值加大飞行速度就可以降低，当机翼迎角不改变时，可以降低飞机失速的速度。

（7）减小无人机的平飞迎角、降低飞行阻力：

迎角概念：迎角对于固定翼无人机，机翼的前进方向（相当于气流的方向）和翼弦（与机身轴线不同）的夹角叫迎角，也称为攻角，它是确定机翼在气流中姿态的基准。

迎角大小与飞机的空气动力密切相关。飞机的升力与升力系数成正比，阻力与阻力系数成正比，升力系数和阻力系数都是迎角的函数。在一定范围内，迎角越大，升力系数与阻力系数也越大。但是，当迎角超过某一数值（称为临界迎角），升力系数反而开始减小，同时由于迎角较大时，出现了粘滞压差阻力的增量，阻力系数与迎角的二次方成反比，当超过临界迎角时，分离区扩及整个上翼面，阻力系数急剧增大。

在动压V 不变时候，当机翼面积S增加后升力Y值也会增加，当飞机有了足够的升力仰角就会减少，飞行的阻力也会降低。

（8）使飞机更节能、效率更高

从上述的无人机性能改进中不难发现，无人机载重增加，航时加长，起飞降落缩短，飞行时阻力降低。在同样油耗的情况下，加装改进后机翼的无人机的飞行效率有很大的提升。至此，本实用新型发明目的得以完成。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。