一种无人机的制作方法

本申请涉及飞行器设计技术领域，具体涉及一种无人机。

背景技术：

随着无人机行业的迅猛发展，无人机种类越来越多，但大部分无人机的气动布局都是常规气动布局。常规气动布局的无人机往往不考虑机身的气动性能，致使机身阻力较大，气动效率低。相对于常规布局的无人机，翼身融合布局无人机的机身为升力体，具有更小的阻力，可以产生更大的升力，具备更高的气动效率。在相同条件下，此布局的无人机有更高的载重能力，更长的航时和航程。但传统的翼身融合布局中，机体的气动效率还有待更进一步提高。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种气动效率高、机身阻力小的无人机。

本申请提供一种无人机，包括中央机体和与中央机体相连的机翼，中央机体具有中央对称面，中央机体具有位于中央对称面上的中央截面、位于中央对称面两侧的末梢截面、以及从中央对称面的任一侧至末梢截面依次排列的第一截面、第二截面、第三截面和第四截面；中央机体具有以中央截面、末梢截面以及第一至第四截面为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状。

根据本申请实施例提供的技术方案，通过合理设置6个控制面，并通过该6个控制面建立贝塞尔曲面获得机体外表面形状的三维构型，提高无人机的气动效率，降低机身阻力。本申请通过对无人机的计算流体力学模拟，详细分析机体外流场的分布情况，从而对机身外形进行修改，得到优化后的机身。最终得到的无人机机身不但拥有足够的空间容纳货箱，而且其在飞行时受到阻力较小，并产生较大升力，使无人机拥有更大的载重能力。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1是本申请实施例的无人机立体结构示意图；

图2是本申请实施例的无人机的中央机体俯视结构示意图；

图3是图2中A-A面断面图；

图4是图2中B-B面断面图；

图5是图2中C-C面断面图；

图6是图2中D-D面断面图；

图7是图2中E-E面断面图；

图8是图2中F-F面断面图；

图9是空速25m/s时本申请更佳实施例的无人机的中央截面压力云图；

图10是空速25m/s时本申请更佳实施例的无人机中央截面上下表面压力沿弦向的分布图。

图中：1、中央机体；2、机翼；3、中央截面；4、末梢截面；5、第一截面；6、第二截面；7、第三截面；8、第四截面。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关实用新型，而非对该实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与实用新型相关的部分。

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

请参考图1，本实施例提供一种无人机，包括中央机体1和与中央机体1相连的机翼2，中央机体1具有中央对称面。

请进一步参考图2，中央机体1具有位于中央对称面上的中央截面3、位于中央对称面两侧的末梢截面4、以及位于中央截面3与末梢截面4之间依次排列的第一截面5、第二截面6、第三截面7和第四截面8；图2中A-A面对应于中央截面3所在面，B-B面、C-C面、D-D面、E-E面、F-F面分别对应于中央对称面图示右侧的第一截面5、第二截面6、第三截面7、第四截面8、末梢截面4所在面。中央机体1具有以中央截面3、末梢截面4以及第一至第四截面为控制面建立的贝塞尔曲面的外表面形状。

通过合理设置6个控制面，并通过6个控制面建立贝塞尔曲面获得机体外表面形状的三维构型；由于贝塞尔曲面曲率是逐渐过渡的，这样设计的机体的表面压力变化较为缓和，减缓气流分离的产生，有较好的气动性能和较低的机身阻力。第一至第四截面这4个控制面保证了梢部翼型的改变不会对中央机体造成较大影响，故此设计方案适用于不同需求的货运无人机。

优选的，采用翼身融合布局，中央机体1与机翼2在相连接处截面形状相同，并保持曲率连续，根据不同的需求，具体形状可以做出相应的改变。

优选的，中央机体根部的翼形的相对厚度为25％～27％，即中央机体根部最大厚度与弦长的比值用百分数表示为25％～27％，保证机体内有较大的货仓容积的同时，还使得机身具有更好的气动性能。

优选的，中央机体1根部翼型的下翼面曲率小于上翼面，在保证了较大的货仓容积的同时使中央机体获得升力。

优选的，货仓位于中央机体1前部。

优选的，相邻控制面之间距离相等。

优选的，中央截面3弦长为L，例如在本实施例中L＝1257mm，其前缘顶点坐标为(0，0，0)；末梢截面4弦长为0.313L～0.383L，与中央截面3的展向距离为0.36L～0.44L；末梢截面4前缘顶点坐标为(0.241L～0.295L，0.313L～0.383L，-0.051L～-0.063L)。第一截面5、第二截面6、第三截面7、第四截面8弦长分别为0.751L～0.917L、0.487L～0.587L、0.386L～0.472L、0.340L～0.416L，前缘顶点坐标分别为(0.387L～0.047L，0.072L～0.088L，-0.011L～-0.013L)、(0.148L～0.180L，0.144L～0.176L，-0.035L～-0.043L)、(0.203L～0.248L，0.216L～0.264L，-0.049L～-0.059L)、(0.228L～0.278L，0.288L～0.352L，-0.052L～-0.064L)。通过合理设置6个控制面弦长、前缘顶点位置以及与中央截面3间的距离等参数，提高无人机气动性能，较低的机身阻力。

优选的，中央截面3的具体形状如图3所示；以中央截面3前缘顶点为原点，以中央截面3前缘顶点指向后端的方向为X轴，以垂直于中央截面3指向末梢截面4的方向为Y轴，以垂直于X轴与Y轴所组成的平面的方向为Z轴，以中央截面3弦长L为单位，组成中央截面3边缘的各数据点的坐标(X，Y，Z)如表1所示：

表1组成中央截面边缘的各数据点坐标值

优选的，第一截面5的具体形状如图4所示；组成第一截面5边缘的各数据点的坐标(X，Y，Z)如表2所示：

表2组成第一截面边缘的各数据点坐标值

优选的，第二截面6的具体形状如图5所示；组成第二截面6边缘的各数据点的坐标(X，Y，Z)如表3所示：

表3组成第二截面边缘的各数据点坐标值

优选的，第三截面7的具体形状如图6所示；组成第三截面7边缘的各数据点的坐标(X，Y，Z)如下表所示：

表4组成第三截面边缘的各数据点坐标值

优选的，第四截面8的具体形状如图7所示；组成第四截面8边缘的各数据点的坐标(X，Y，Z)如下表所示：

表5组成第四截面边缘的各数据点坐标值

优选的，末梢截面4的具体形状如图8所示；组成末梢截面4边缘的各数据点的坐标(X，Y，Z)如下表所示：

表6组成末梢截面边缘的各数据点坐标值

将上述所有优选的技术特征与基本方案相结合，得到一个更佳实施例；请进一步参考图9和图10，分别示出了空速25m/s时该更佳实施例中央截面压力云图和中央截面上下表面压力沿弦向的分布图。

从图9和图10中可以看出中央机体产生向上升力。通过流体力学仿真计算，可以得出此机体产生升力为131N。本申请提供的无人机气动性能好，承载能力强。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的实用新型范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离实用新型构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。