一种翼型及无人机的制作方法

本实用新型涉及航天航空技术领域，特别涉及一种翼型及无人机。

背景技术：

随着无人机在物流行业的广泛应用，具体使用场景对无人机的结构设计和气动性能的要求也越来越高。

例如，如何选择无人机翼型就对货运无人机气动性能至关重要。从无人机的结构设计角度，要求翼型应具备尽量大的厚度，但从无人机气动设计要求角度，要求翼型尽量的薄，以具备更大的升力系数和升阻比。由此可以看出，翼型厚度和升力系数、升阻比是一对矛盾的要求。目前，现有货运无人机的翼型，有的能够满足厚度要求，但不能满足气动设计要求；有的货运无人机的翼型能够满足气动设计要求，但无法满足结构设计要求；另外，现有翼型的尾缘太尖，不利于设计飞机的气动驼面。

鉴于此，开发一种既能满足翼型厚度要求，又能提高翼型的升力系数和升阻比的改进型翼型是亟待解决的难题。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本实用新型的目的是提供一种翼型及无人机，不仅能够满足结构设计要求，而且还能够满足气动设计要求。

本实用新型提供了一种翼型，该翼型的最大相对厚度范围为10.5％～11.5％，位于弦长的28％～32％处，最大相对弯度范围为3.71％～4.71％，位于弦长的42％～48％处，尾缘的相对厚度范围为0～5％。

进一步的，翼型的最大相对厚度为11％，位于弦长的30.3％处。

进一步的，翼型的最大相对弯度为4.21％，位于弦长的46.46％处。

进一步的，尾缘的相对厚度为0.29％。

进一步的，当翼型攻角为14°时，翼型的最大升力系数为1.61。

进一步的，当翼型攻角为7°时，翼型的最大升阻比为62.24。

本实用新型提供了一种无人机，采用如上述任一项所述的翼型。

有益效果：本申请提供的这种翼型，其翼型厚度满足结构设计要求；在保持翼型厚度不变的基础之上，本实用新型的翼型最大升力系数和升阻比都要比现有翼型的值要大，而更大的升力系数不仅能减少飞机的失速，而且可增加飞机的可用升力，进而能使飞机有更大载货量；并且更大的升阻比不仅能够提高飞机的飞行效率，而且能降低飞机的能耗，进而能使飞机的航程越远。因此，本申请的翼型在满足结构设计要求的同时也满足气动性能的设计要求。

附图说明

通过阅读参照以下附图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为本实用新型提供的一种翼型的轮廓示意图；

图2为本实用新型提供的一种翼型的几何结构及参数示意图；

图3为本实用新型提供的一种翼型与现有翼型的升力系数随攻角变化的对比曲线图；

图4为本实用新型提供的一种翼型与现有翼型的升阻比随攻角变化的对比曲线图。

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。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

目前，现有的货运无人机的翼型能够满足厚度要求的却不能满足气动设计要求，能满足气动设计要求的却无法满足结构设计要求，而且翼型尾缘太尖，不利于设计飞机的气动舵面。

为解决现有技术中存在的上述问题，本实用新型的实施例为了避免上述情形的出现，提供了一种保持翼型厚度不变，能使升力系数和升阻比增加的改进型翼型。

如图1所示为本实用新型提供的一种翼型的轮廓示意图，该翼型的最大相对厚度范围为10.5％～11.5％，位于弦长的28％～32％处，最大相对弯度范围为3.71％～4.71％，位于弦长的42％～48％处，尾缘的相对厚度范围为0～5％。

如图2所示为本实用新型提供的一种翼型的几何结构及参数示意图，其中，最大相对厚度指的是翼型最大厚度处的厚度t与翼型弦长c的比值的百分比，最大相对厚度的位置则指的是最大厚度处的弦长与翼型弦长比值的百分比；最大相对弯度指的是翼型最大弯度处的弯度h与翼型弦长c的比值的百分比，最大相对弯度的位置则指的是最大弯度处的弦长与翼型弦长比值的百分比；尾缘的相对厚度指的是翼型尾缘切割处尾缘的厚度t与翼型弦长c的比值的百分比。需要说明的是，翼型的最大相对厚度范围内的任意厚度和最大相对弯度范围内的任意弯度均是满足飞机结构设计要求的。

本实施例中的翼型是采用hicks-henne方法对翼型进行参数化，并采用拉丁超立方方法、神经网络替换模型和遗传算法对翼型的数学模型进行参数优化，最终通过一大批样本点全局寻优后得到的这种翼型，相比现有技术，虽然翼型厚度未发生变化，但是这种翼型，不仅满足气动性能要求，而且最大升力系数和最大升阻比相比也得到了提高。

现以一种固定翼无人机为例，对本实用新型的翼型进行详细说明。优选的，机翼翼型的最大相对厚度为11％，其位于弦长30.3％的位置处，机翼翼型的最大相对弯度为4.21％，其位于弦长46.46％的位置处，机翼尾缘的相对厚度为0.29％的弦长。如图1所示为本实用新型提供的一种翼型的轮廓示意图，其为这种翼型结构在二维坐标系中的具体位置，其中，x定义为翼型弦长方向，前缘指向尾缘为x增大的方向，原点为翼型前缘；y定义为垂直弦长方向，上翼面为正方向，下翼面为负方向。

需要说明的是，本实用新型提供的翼型尾缘是一个切除尖角后的钝尾缘，尾缘相对厚度为0.29％的弦长，相比现有尾缘，这种尾缘结构不仅有利于设计飞机的气动舵面，而且方便实际生产加工，从而进一步地减小了设计参数与实际生产的产品之间的性能差距。

进一步的，如图3所示为本实用新型提供的一种翼型与现有翼型的升力系数随攻角变化的对比曲线图。在保持上述翼型厚度不变的基础上，利用fluent软件在雷诺数为700000的工况下，对本实施例中的翼型和原来翼型的最大升力系数进行测试仿真，结果得知：当翼型攻角为14°时，本实施例中的翼型的最大升力系数为1.61，原来的翼型的最大升力系数为1.53，相比原来，最大升力系数增加了5.23％，显然，本实施例的翼型具有更大的升力系数，不仅能减小飞机的失速，而且能增加飞机的可用升力，进而能够使货运无人机具有更大的载货量。具体的，图3中纵坐标代表升力系数，英文简写“cl”，横坐标代表翼型攻角，单位为度。

进一步的，如图4所示为本实用新型提供的一种翼型与现有翼型的升阻比随攻角变化的对比曲线图。在保持上述翼型厚度不变的基础上，利用fluent软件在雷诺数为700000的工况下，对本实施例中的翼型和原来翼型的最大升阻比进行测试仿真，结果得知：当翼型攻角为7°时，本实施例中的翼型的最大升阻比为62.24，原来的翼型的最大升阻比为59.21，相比原来，最大升阻比增加了5.12％，显然，本实施例的翼型具有更大的升阻比，不仅能提高飞机的飞行效率，而且降低了飞机的能耗，进而能使飞机的续航能力延长。具体的，图4中纵坐标代表升阻比，英文简写“l/d”，横坐标代表翼型攻角，单位为度。

可选的，本实施例提供的翼型不仅可以应用在固定翼无人机、旋翼无人机和螺旋桨，也可以是直升机、固定翼飞机和旋翼飞机，此处不做限制。

综上，本申请提供的翼型，其翼型厚度满足结构设计要求，在保持翼型厚度不变的基础之上，本实用新型的翼型的最大升力系数和升阻比都要比现有翼型的值要大，更大的升力系数不仅能减少飞机的失速，而且可增加飞机的可用升力，进而能使飞机有更大载货量；更大的升阻比不仅能够提高飞机的飞行效率，而且能降低飞机的能耗，进而能使飞机的航程越远。因此，本申请的翼型在满足结构设计要求的同时也满足气动性能的设计要求。

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，本申请中所涉及的发明范围，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所述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。