本实用新型涉及无人机领域，更具体地，涉及一种气动布局的无人机。
背景技术：
高空长航时无人机能够完成远程侦察、目标监视、通信中继、电子干扰、高空预警等军事任务，是构建高空战略战术平台的基础，具有重要的战略战术意义。但是高空长航时无人机对飞行性能、气动品质等方面要求较高，特别是要求在足够升力的前提下，具有较大的升阻比。
在亚声速低雷诺数常规布局无人机而言，为了能够实现长航时续航，要尽量提高升力系数，降低阻力系数，即提高升阻比。增加展弦比为最有效的提高升阻比的方式。目前应用于的高空长航的无人机气动布局的机翼展弦比大多小于10，阻力系数较大。
技术实现要素：
本实用新型提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的气动布局的无人机。
本实用新型提供一种气动布局的无人机。一种气动布局的无人机，包括椭圆形截面的机身以及固定于所述机身顶部的机翼，所述机翼的展弦比为12～25。
优选地，所述机翼的尖端部平滑连接有翼尖小翼。
优选地，所述机身的尾部后方设有由两个尾翼组成的倒“V”型结构，所述尾翼的自由端分别通过水平支撑杆固定在所述机翼上，所述倒“V”型结构的夹角为100～120°，所述尾翼翼型为NACA0009。
优选地，所述机翼的上反角为0～25°。
优选地，所述机翼的安装角为0～5°。
优选地，所述机翼包括中段机翼以及连接在所述中段机翼两侧的外侧机翼，所述中段机翼固定在所述机身顶部。
优选地，所述外侧机翼上靠近所述机身尾部的一侧设有副翼。
本实用新型提供的一种气动布局的无人机，通过设计大展弦比的无人机机翼，并且在机翼的尖端部平滑连接有翼尖小稍，能够有效的降低诱导阻力的同时提高机翼的有效升力系数，从而提高无人机的整体飞行效率，同时采用倒“V”型尾翼，保证无人机飞行方向的稳定性。
附图说明
图1为根据本实用新型的一种气动布局的无人机的结构示意图；
图2为根据本实用新型的一种气动布局的无人机的侧视图；
附图标记：
1-机翼； 2-机身； 3-中段机翼；
4-外侧机翼； 5-翼尖小稍； 6-副翼；
7-支撑杆； 8-尾翼。
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本实用新型的具体实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本实用新型，但不用来限制本实用新型的范围。
图1为根据本实用新型的一种气动布局的无人机结构示意图，如图1所示，所述无人机包括椭圆形截面的机身2以及固定于所述机身顶部的机翼1，所述机翼的展弦比为12～25。
具体地，由于大展弦比有效的控制诱导阻力，在高升力系数下，降低巡航功率，因此本实施例中选择的机翼1的展弦比为12～25之间，展弦比为机翼翼展与弦长之比，其中展弦比的大小对机身2的飞行性能有明显的影响。展弦比增大时，机翼的诱导阻力会降低。目前飞行器上常用的弦展比如下：大航程、低机动性飞机B-52轰炸机展弦比为6.5，U-2侦察机展弦比10.6，小航程、高机动性飞机J-8展弦比2，Su-27 展弦比3.5，F-117展弦比1.65。高空长航时无人机飞行高度高、速度低，飞行雷诺(Re)数小。在低空巡航飞行时，无人机的Re数在50万左右，到20km高度飞行时Re数减小到20万左右，到30km高度飞行时Re数甚至降到10万以下，远远小于大型无人机达数千万的飞行Re 数。在小Re数情况下，气流边界层扰动小，机翼表面以层流为主。虽然高空长航时无人机翼面具备形成稳定层流的条件，但低Re下的层流是一种不稳定的流态，较容易产生气流翼面分离，导致气动效率降低。因此无人机的翼型厚度大，且要满足轻量化的结构设计要求，在机翼前缘采用小钝头形状，可以避免气流在前缘分离，在上翼面前部有较大范围的顺压梯度，可保持较长层流区域；下翼面后缘弯度较大，以提高设计升力系数。因此，机翼设计需要优化机翼展向的升力分布，以使翼面上维持更多的层流区域，并避免后缘可能产生的流动分离。按照上述机翼的要求选择翼型E193，最大厚度在12％，位于30.9弦长处。
上述实施例提供的气动布局的无人机，通过设计大展弦比的无人机机翼，能够有效的降低诱导阻力，从而提高无人机的飞行能力。
基于上述实施例的内容，如图1所示，所述机翼1的翼尖平滑连接有翼尖小翼5。
具体地，无人机维持正常飞行时所需的升力是靠机翼1上下表面的压力差产生的，由于上下表面压力差的存在，机翼1翼尖附近机翼下表面空气会绕流到上表面，形成翼尖涡，致使翼尖附近区域机翼上下表面的压差降低，从而导致这一区域产生的升力降低。为了削弱这种绕流现象对升力的影响，在无人机的翼尖平滑安装有翼尖小翼5，用以阻碍上下表面的空气绕流，降低因翼尖涡造成的升力诱导阻力，减少绕流对升力的破坏，提高升阻比，达到增加升力的目的。
上述实施例提供的气动布局的无人机，通过设计大展弦比的无人机机翼，并且在机翼的尖端部平滑连接有翼尖小翼，能够有效的降低诱导阻力的同时提高机翼的有效升力系数，从而提高无人机的整体飞行效率。
基于上述各实施例的内容，图2为根据本实用新型的一种气动布局的无人机的侧视图，结合图1和图2所示，机身1的尾部后方设有由两个尾翼8组成的倒“V”型结构，尾翼8的自由端分别通过水平支撑杆7固定在所述机翼上，倒“V”型结构尾翼的夹角为100～120°，所述尾翼8翼型为NACA0009。
具体地，为了增加无人机的方向稳定性和俯仰控制能力，在机身1 的尾部后方设有由两个尾翼8组成的倒“V”型，两个尾翼8点的一端固定在一起并形成倒“V”型夹角，倒“V”型尾翼设计用以保证无人机的俯仰和方向稳定性，并且尾翼8上的舵面用以控制无人机的俯仰与偏航。倒“V”型结构尾翼的夹角会影响无人机的方向性，一般为 100～120°。尾翼翼型为NACA0009的对称翼型，对称翼型在所有翼型中的阻力是最小的，但同时，在小迎角下他的升力系数也非常低。在大迎角下，对称翼型的升力系数和阻力系数均急剧上升，同时对称翼型还拥有最大的失速迎角，且失速后翼型的升力系数依然维持在较高的水平上，因此对称翼型可以获得较好的失速性能和增升效果。 NACA0009对称翼型多用于无人机的水平尾翼型，以获得最佳的操纵效果。
上述实施例提供的气动布局的无人机，过设计大展弦比的无人机机翼，并且在机翼的尖端部平滑连接有翼尖小稍，能够有效的降低诱导阻力的同时提高机翼的有效升力系数，从而提高无人机的整体飞行效率，同时采用倒“V”型对称尾翼，保证无人机飞行方向的稳定性，增加操控性能。
基于上述各实施例的内容，所述机翼的上反角为0～25°。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。凡低于音速的飞行器其机翼安装一般都是从根部向外向上翘，这个上翘的角度就叫上反角。上反角的作用是飞行时如果出现侧滑现象，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。过大的上反角反而会抑制飞机修正侧滑的能力，一般选用0～25°。
基于上述各实施例的内容，所述机翼的安装角为0～5°。机翼的安装角是机翼的弦线与机身中心轴线的夹角，安装角是影响机翼气动特性的参数之一，对升力系数、零升力角、失速迎角和巡航阻力均有所影响，无人机机翼安装角一般小于5°。
基于上述各实施例的内容，如图1所示，机翼1包括中段机翼3 以及连接在中段机翼3两侧的外侧机翼4，中段机翼3固定在机身2 顶部。外侧机翼4上靠近机身2尾部的一侧设有副翼6。
具体地，大展弦比机翼1包括三段：中段机翼3以及连接在中段机翼3两侧的外侧机翼4。在实施例中，以展弦比为展弦比为15.6的机翼为例，翼展总长为4.38m，弦长为0.28m，中段机翼3的长度为 1.58m，外侧机翼2长度为1.4m。同时，外侧机翼4上设置的副翼6 通过左右副翼6的差动偏转产生滚转力矩，从而控制飞机滚转。
本实用新型提供的一种气动布局的无人机，通过设计大展弦比的无人机机翼，并且在机翼的尖端部平滑连接有翼尖小稍，能够有效的降低诱导阻力的同时提高机翼的有效升力系数，从而提高无人机的整体飞行效率，同时采用倒“V”型尾翼，保证无人机飞行方向的稳定性。
最后，本实用新型中的装置仅为较佳的实施方案，并非用于限定本实用新型的保护范围。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。