本发明涉及一种无人机气动布局，属于高速机动无人机领域。
背景技术：
目前，国际上已形成三大类无人作战飞机：第一类是低成本、高精度制导、一次性对地攻击平台，兼具飞机-导弹综合性能，以以色列harpy为代表；第二类是同时兼有侦察打击功能的大装载、长航时的综合平台，具有发现即打能力，以美国的捕食者为代表；第三类是无人攻击平台，即无人战斗机(ucav),具有实时监控、压制性打击和快速拦截等能力，以美国的x-45a/c、x-47a/b，欧洲的“雷神”、“神经元”和俄罗斯的“鳐鱼”等，都采用飞翼布局以及背负式进气道，侧重于隐身设计，飞行速度在亚音速附近，存在机动性不足的问题，导致现有无人机生存能力不够。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：针对现有技术中的综合气动效率差和操作性能弱的问题，提出了一种无人机气动布局，克服了现有技术的机动能力弱、飞行速度低的缺陷，能够解决现有无人机技术，提高了无人机的机动性和隐身性能，兼顾了飞机超音速和亚音速的飞行性能。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种无人机气动布局，包括机身、后掠机翼、后缘副翼、后缘襟副翼、后缘襟翼、缘升降襟翼、发动机进气道，所述机身采用扁平化设计，所述后掠机翼以固定安装角度连接安装于机身中段及尾段侧面，其中机翼后缘于半翼展处改为机翼后缘前掠，用于减缓升力及机翼失速的后缘副翼、后缘襟副翼、后缘襟翼均沿机翼边沿安装于机翼后缘后掠，用于控制机身迎风面俯仰飞行状态的后缘升降襟翼安装于机翼后缘前掠，发动机进气道安装于机身迎风面尾端两侧。
还包括机身前缘边条、机身可动边条、前缘襟翼、前缘副翼，所述机身前缘边条以固定安装角度安装于机身头锥段两侧，机身前缘边条外侧分别安装有减缓机翼失速的机身可动边条，机翼前缘两侧沿机翼方向对称安装用于进行飞行状态横向操纵的前缘襟翼及前缘副翼。
所述后掠机翼后掠角为60°，机翼相对厚度为6％。
所述机翼根梢比为0.2。
所述机翼展弦比为2～3。
所述后掠机翼下反角为5°，安装角为0°。
所述后掠机翼后缘前掠角为45°。
所述机身前缘边条后掠角为80°。
所述机身可动边条后掠角为75°。
优选的，所述发动机进气道为s形进气道唇口。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明提供的一种无人机气动布局，综合应用可动边条、固定边条、升降襟翼和襟副翼的综合一体化设计，减缓大迎角机动时机翼及操纵舵面失速，提高无人机失速迎角，增强无人机的机动性能，大大提高无人机在飞行状态下的稳定性。
附图说明
图1为发明提供的无人机气动布局结构示意图；
图2为发明提供的无人机气动布局正视图；
图3为发明提供的机身固定边条和可动边条产生的脱体涡示意图；
具体实施方式
如图1所示，一种无人机气动布局，包括机身1、后掠机翼2、机身前缘边条3、机身可动边条4、前缘襟翼5、前缘副翼6、后缘副翼7、后缘襟副翼8、后缘襟翼9、后缘升降襟翼10、发动机进气道11，所述机身1采用扁平化设计，机身1头锥段两侧以固定安装角度安装机身前缘边条3，机身前缘边条3外侧分别安装有减缓机翼失速的机身可动边条4，所述后掠机翼2以固定安装角度连接安装于机身1中段及尾段侧面，机翼前缘两侧沿机翼方向对称安装用于进行飞行状态横向操纵的前缘襟翼5及前缘副翼6，其中机翼后缘于50％的半翼展处改为机翼后缘前掠，用于减缓升力及机翼失速的后缘副翼7、后缘襟副翼8、后缘襟翼9均沿机翼边沿安装于机翼后缘前掠，用于控制机身迎风面俯仰飞行状态的后缘升降襟翼10安装于机翼后缘后掠，如图2所示，发动机进气道11安装于机身1迎风面尾端两侧。
机身1采用扁平化二面体设计，降低正向rcs和飞行阻力，增加全机升力。
后掠机翼2前缘后掠角为60°，展弦比在2.5，根稍比为0.2，下反角为5°，安装角为0°。同时机翼后缘设计较薄，机翼相对厚度为6％，以获得较好的超音速性能。为补偿大后掠，小展弦比机翼气动效率低的劣势，在约50％的半翼展以内，机翼后缘改为前掠45°，增大了机翼面积的同时，内翼前掠增大机翼根弦的长度，在侧向也对机身和发动机短舱起遮蔽作用，减小了测向的rcs反射截面，同时，由于根弦较长，飞机翼根的结构强度增强，减小了飞机的结构重量。
机身前缘边条3后掠角为80°，以提高失速迎角，同时减小飞机在跨音速和超音速飞行时的焦点后移量，兼顾了飞机超音速和亚音速的飞行性能。可以保证在大迎角飞行时，其产生的涡在对后掠机翼2和升力体机身1产生涡升效应的同时，也延缓了机身后缘升降襟翼失速10，使得飞机在大迎角飞行时仍有一定的俯仰操作余量。
机身两侧机身可动边条4后掠角75°，机身两侧的可动边条自身具有一定俯仰操作性能。同时其产生的脱体涡可以减缓升力体机身后缘和机翼后缘襟副翼8失速，在飞机没有垂直尾翼的情况下保证了飞机在大迎角飞行时仍具有一定的横侧向操作性。
后缘副翼7和前缘副翼6用于正常飞行状态的横侧向操纵，同时，前缘副翼6受机身机翼气流影响较小，大迎角飞行时，确保飞机在机翼后缘操纵面失速的条件下仍然具备一定的横侧向操作性。
发动机进气道11采用加莱特进气口式的固定式进气道唇口+s形进气道设计，类似于加莱特进气道口的双斜切进气道设计在机身1两侧边条翼之下，在大迎角飞行时由边条翼将气流理顺了进入进气道，气流畸变较小，进气道总压恢复系数较高，提高进气效率。
如图3所示，机头固定边条产生的脱体涡对机身后缘的升降襟翼产生有利干扰，改善其大迎角失速特性，从而提高无人机大迎角的俯仰操纵性能。可动边条产生的脱体涡对机翼后襟副翼的流场产生有利干扰，提高大迎角飞行时无人机横测向操纵性能。
对无可动边条及有可动边条两种布局气动特性进行数值计算，计算高度为15km，ma为0.8，攻角分别为12°、24°、36°和48°，侧滑角为0°，评估失速迎角的标准为升力系数从最大开始减小对应的迎角。机动性评估以法向过载系统为例，其评估标准为nymax＝n/w，w为飞机的重量，n为法线方向除重力外的作用力，此处为最大升力系数时的升力，nymax越大表示机动性越好。性能结果如下表所示：
有可动边条的布局的失速迎角由36°提高至48°，同时法向最大过载由8.2g提高至13.7g，从而提高了无人机机动性能。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。