一种垂直起降的固定翼无人机的制作方法

本公开一般涉及航空飞行器
技术领域：
，具体涉及一种无人机，尤其涉及一种垂直起降的固定翼无人机。
背景技术：
：固定翼无人机的特点是飞行时间长、飞行半径大，这种特性与物流和运输领域的需求完美的匹配。然而固定翼飞机的起飞距离很长，需求的起飞环境相对苛刻，限制了其大规模的应用。垂直起降的固定翼无人机既保留了固定翼飞机的长航时长飞行半径的优点，同时对起飞环境要求很宽松，具有广泛应用于商业和民用的价值。现有的垂直起降的固定翼无人机采用传统布局，导致载重不够大。并且飞行阻力大，使得飞行半径小，续航时间短。技术实现要素：鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种承载能力强、气动性能好的垂直起降的固定翼无人机。本申请提供一种垂直起降的固定翼无人机，包括翼身融合的机身、机翼和垂直起降系统；机翼包括位于机身左右两侧的一对机翼，采用下单翼布局，机翼下平面与水平面之间有3°～10°上翻角；垂直起降系统包括对称设置在机翼下方的挂架和设置在挂架上的螺旋桨。根据本申请实施例提供的技术方案，无人机采用翼身融合布局，从机翼到机身的外形是平滑过渡，极大的减少了干扰阻力，同时增加了机体内部空间，提高承载能力；机翼采用下单翼布局，且具有上翻角，与下挂式垂直起降系统相结合，使得垂直起降系统的升力与飞机重力呈三角形分布，增加了飞机垂直起降的稳定性，且对翼身融合机身的气动影响小，充分发挥了翼身融合机身的高升阻比的特点，提高了无人机气动性能。进一步的，根据本申请的某些实施例，在机翼的翼稍采用翼稍小翼布局，减少了翼尖涡效应，增加了机翼的升力，提高机翼的效率；机翼上翻角与上翻的翼梢小翼互相配合，在增加气动效率的同时增加了飞机在滚转时的稳定性。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为本申请实施例提供的垂直起降的固定翼无人机的结构示意图；图2为本申请实施例提供的垂直起降的固定翼无人机的受力分析图；图3是本申请实施例提供的机身结构示意图；图4是图3中A-A面断面图；图5是图3中B-B面断面图；图6是图3中C-C面断面图；图7是图3中D-D面断面图；图8是图3中E-E面断面图；图9是图3中F-F面断面图。图中：1、机身；1-1、中央截面；1-2、第一截面；1-3、第二截面；1-4、第三截面；1-5、第四截面；1-6末梢截面；2、机翼；3、挂架；4、螺旋桨；5、翼稍小翼；6、T型尾翼；6-1、平尾；6-2、垂尾。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发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。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。请参考图1，本实施例提供一种垂直起降的固定翼无人机，包括翼身融合的机身1、机翼2和垂直起降系统；机翼2包括位于机身1左右两侧的一对机翼2，采用下单翼布局，机翼2下平面与水平面之间有3°～10°上翻角；垂直起降系统包括对称设置在机翼2下方的挂架3和设置在挂架3上的螺旋桨4。根据本申请实施例提供的技术方案，无人机采用翼身融合布局，从机翼2到机身1的外形平滑过渡，极大的减少了干扰阻力，同时增加了机体内部空间，提高承载能力。请进一步参考图2，机翼2采用下单翼布局，且具有上翻角α；螺旋桨平面平行于机翼，因此螺旋桨4在电机作用下旋转产生的升力与竖直方向夹角为α，机身1两侧的螺旋桨产生的升力F1、F2与无人机所受重力G呈三角形分布，增加了飞机垂直起降的稳定性，且对翼身融合机身的气动影响小，充分发挥了翼身融合机身的高升阻比的特点，提高了无人机气动性能。在一优选实施例中，垂直起降的固定翼无人机还包括安装在机身1上方靠近尾部位置的T型尾翼6；T型尾翼6包括平行于机身平面的平尾6-1和垂直于机身平面的垂尾6-2。T型尾翼6保证了整机的配平能力，增加了飞行的安全性能。在一优选实施例中，平尾6-1面积是机翼2面积的27％～33％。在一优选实施例中，垂尾6-2面积是平尾6-1面积的55％～65％。在一优选实施例中，机翼2的翼稍处设有翼稍小翼5。在机翼2的翼稍采用翼稍小翼布局，减少了翼尖涡效应，增加了机翼2的升力，提高机翼2的效率；机翼上翻角与上翻的翼梢小翼5互相配合，在增加气动效率的同时增加了飞机在滚转时的稳定性。在一优选实施例中，上翻角为5°。请进一步参考图3，在一优选实施例中，机身1具有中央对称面；机身1具有位于中央对称面上的中央截面1-1、位于中央对称面两侧的与机翼2连接处的末梢截面1-2、以及从中央对称面的任一侧至末梢截面1-6依次排列的第一截面1-2、第二截面1-3、第三截面1-4和第四截面1-5；图3中A-A面对应于中央截面1-1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1-2、第二截面1-3、第三截面1-4、第四截面1-5、末梢截面1-6所在面。机身1具有以中央截面1-1、末梢截面1-6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身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，这样设计的机身1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机身造成较大影响，故此设计方案适用于不同需求的货运无人机。在一优选实施例中，中央截面上翼面曲率大于下翼面。在保证了较大的货仓容积的同时使机身1获得升力。在一优选实施例中，中央截面弦长为L；第一截面、第二截面、第三截面、第四截面和末梢截面弦长分别为0.571L～0.631L、0.366L～0.404L、0.294L～0.325L、0.259L～0.286L和0.238L～0.263L。通过合理设置6个控制面弦长，提高无人机气动性能，较低的机身阻力。在一优选实施例中，中央截面前缘顶点坐标为(0，0，0)；第一截面、第二截面、第三截面、第四截面和末梢截面的前缘顶点坐标分别为(0.029L～0.033L，0.055L～0.061L，-0.008L～-0.009L)、(0.112L～0.124L，0.110L～0.121L，-0.027L～-0.030L)、(0.154L～0.170L，0.164L～0.182L，-0.037L～-0.041L)、(0.173L～0.192L，0.219L～0.242L，-0.040L～-0.044L)和(0.184L～0.203L，0.274L～0.303L，-0.039L～-0.043L)。通过合理设置6个控制面前缘顶点位置，提高无人机气动性能，较低的机身阻力。在一优选实施例中，中央截面1-1的具体形状如图4所示；以中央截面1-1前缘顶点为原点，以中央截面1-1前缘顶点指向后端的方向为X轴，以垂直于中央截面1-1指向末梢截面1-6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1-1弦长L为单位，则组成中央截面1-1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XYZXYZXYZ0.0000.0000.0000.5110.000-0.0660.4740.0000.0760.0210.000-0.0410.5580.000-0.0640.4280.0000.0890.0640.000-0.0600.6060.000-0.0620.3820.0000.1010.1120.000-0.0670.6540.000-0.0600.3350.0000.1100.1590.000-0.0700.7020.000-0.0580.2870.0000.1160.2070.000-0.07110.000-0.0280.2400.0000.1180.2550.000-0.07010.0000.0200.1920.0000.1170.3030.000-0.0700.6760.0000.0290.1450.0000.1090.3510.000-0.0690.6290.0000.0370.0990.0000.0950.3990.000-0.0680.5820.0000.0470.0560.0000.0730.4470.000-0.0670.5360.0000.0580.0200.0000.0430.4950.000-0.0660.4900.0000.0710.0030.0000.016第一截面1-2的具体形状如图5所示；组成第一截面1-2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第二截面1-3的具体形状如图6所示；组成第二截面1-3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XYZXYZXYZ0.1180.115-0.0280.3970.115-0.0590.3540.1150.0420.1320.115-0.0490.4230.115-0.0600.3300.1150.0510.1560.115-0.0580.4490.115-0.0610.3050.1150.0580.1820.115-0.0620.4750.115-0.0610.2800.1150.0620.2070.115-0.0630.5000.115-0.0590.2540.1150.0640.2330.115-0.0620.4970.115-0.0360.2280.1150.0630.2590.115-0.0610.4780.115-0.0200.2030.1150.0580.2850.115-0.0600.4550.115-0.0070.1780.1150.0500.3110.115-0.0590.4320.1150.0050.1550.1150.0380.3370.115-0.0590.4090.1150.0160.1370.1150.0200.3630.115-0.0580.3860.1150.0280.1250.115-0.0030.3880.115-0.0590.3620.1150.0390.1200.115-0.020第三截面1-4的具体形状如图7所示；组成第三截面1-4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XYZXYZXYZ0.1620.173-0.0390.3810.173-0.0510.3550.1730.0010.1760.173-0.0520.4010.173-0.0520.3360.1730.0060.1950.173-0.0560.4210.173-0.0540.3160.1730.0100.2150.173-0.0570.4410.173-0.0560.2960.1730.0140.2350.173-0.0570.4610.173-0.0580.2770.1730.0160.2550.173-0.0550.4690.173-0.0500.2570.1730.0170.2750.173-0.0540.4540.173-0.0360.2370.1730.0160.2950.173-0.0530.4360.173-0.0280.2170.1730.0120.3150.173-0.0510.4180.173-0.0210.1980.1730.0060.3350.173-0.0510.3990.173-0.0140.1810.173-0.0050.3550.173-0.0510.3800.173-0.0070.1690.173-0.0200.3750.173-0.0510.3610.173-0.0010.1640.173-0.032第四截面1-5的具体形状如图8所示；组成第四截面1-5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末梢截面1-6的具体形状如图9所示；组成末梢截面1-6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XYZXYZXYZ0.1930.288-0.0410.3660.288-0.0390.3520.288-0.0190.2060.288-0.0480.3810.288-0.0400.3370.288-0.0150.2210.288-0.0480.3970.288-0.0420.3220.288-0.0120.2370.288-0.0480.4120.288-0.0440.3070.288-0.0100.2520.288-0.0470.4280.288-0.0470.2910.288-0.0090.2680.288-0.0450.4430.288-0.0500.2760.288-0.0090.2830.288-0.0440.4310.288-0.0450.2600.288-0.0100.2990.288-0.0420.4170.288-0.0400.2450.288-0.0120.3140.288-0.0410.4020.288-0.0340.2300.288-0.0160.3300.288-0.0400.3870.288-0.0290.2150.288-0.0210.3450.288-0.0390.3720.288-0.0240.2020.288-0.0290.3610.288-0.0390.3580.288-0.0200.1950.288-0.036对本实施例进行CFD(ComputationalFluidDynamics，即计算流体动力学)计算，结果表明，本实施例对整机的升力和阻力的影响小于5％，充分发挥的了翼身融合机身的高升阻比的特点，整机升阻比在14.0以上。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发明构思的情况下，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。当前第1页1 2 3