一种高升阻比中型无人机的整流罩结构的制作方法

本发明涉及无人机领域，具体涉及一种无人机的整流罩结构。

背景技术：

在现有的飞行设备中，飞机、火箭、卫星等都会增加整流罩，用于减少飞行设备暴露在外的阻力，调整气流的影响。飞行设备在飞行过程中，会产生很大的气流，易对发动机和内部组件造成一定的损伤。整流罩的增加，可有效缓解上述损伤。

同样，无人机在执行任务中，会遇到各种工作环境；在气流的影响下，会直接影响无人机的飞行效果和设备。

技术实现要素：

本发明的目的是基于无人机，针对无整流罩时飞机失速较早，全机干扰阻力较大，进行了整流罩的外形设计与改进，提供一种高升阻比中型无人机的整流罩结构。

所述整流罩结构设置在机翼的翼根处，连接所述机翼翼根和机身，采用小角度的倒角整流；所述机身和机翼间的夹角大于90°。

其中，所述整流罩结构包括：前端的前缘整流结构，中段的展向整流结构和后端的中后段整流结构。

本发明所涉及的″前″″后″为相对位置；不做特定说明的话，机头为″前″，机尾为″后″。

本发明提供的整流罩结构位于机翼和机身的结合部，其流线型的外形将机翼和机身相交处封闭起来，起到对接翼身和减小空气阻力的双重作用。

所述整流罩结构分为三部分；其中，所述前缘整流为弧线结构；主要针对的是翼身相接处流动的粘性效应，通过让机翼和机身在机翼前缘处平滑过渡，可以消除因机身附面层不能持续增长而产生的气流分离，从而大大减小阻力。所述展向整流结构是对翼身接合部型面进行平缓过渡，达到减弱翼身附面层掺混的目的。所述中后段整流结构通过改变中后段翼身接合部型面的曲率，避免了流管截面积的急剧扩张和较大的逆压梯度，减小了流动分离的区域，降低了全机阻力。

其中，整流罩结构能增大机翼和机身的接触面积，使其连接处平缓过渡；所述机身和机翼间的夹角大于90°。可采用较小的倒角整流。

其中，所述整流罩结构平缓了机身和机翼的过渡；连接机翼翼根和机身，但并没有包覆整个机翼。

其中，所述整流罩结构与机身接触的截面面积是机翼与机身接触的截面面积的3.3～3.7倍。

其中，所述整流罩结构与机身的接触面积为0.28～0.32m²。

其中，所述机翼与机身接触面积为0.08～0.09m²。

本发明进一步提出的，所述前缘整流结构的长度为380～420mm，所述展向整流结构的长度为300～340mm，所述中后段整流结构的长度为150～170mm。

本发明进一步提出的，所述整流罩结构的厚度为220～280mm。

为了提高整流罩结构对无人机的整流减阻效果；本发明进一步优化其整流罩结构的三部分。

其中，所述前缘整流结构的前缘后掠角为38～42°；前缘延伸长度为360～380mm，前缘半径为350～360mm，展向长度为290～310mm；

优选的，所述前缘整流结构的前缘后掠角为40°；前缘延伸长度为370mm，前缘半径为355mm，展向长度为300mm。

其中，所述展向整流结构的有型面过渡控制线的数目为3；所述过渡控制线与各个控制截面相切为型面光滑过渡。

其中，所述中后段整流结构的整流长度为480～520mm；

优选的，所述中后段整流结构的整流长度为500mm。

本发明进一步提出的，本发明提供的整流罩结构主要针对于机重为500kg～1000kg的中型无人机；优选为650～750kg的无人机。

优选的，所述无人机的机身为细长机身。

优选的，所述无人机的机身长度为5～7m，机身宽度为0.7～0.9m。

本发明进一步提出的，所述整流罩结构与机身对接截面的最大厚度为245mm；所述整流罩与机翼对接处截面的最大厚度为126.8mm。

附图说明

图1为实施例1所述无人机的机翼和机身接合部的结构示意图；

图2为实施例1所提供的整流罩结构的结构示意图；

图3为实施例2所提供的整流罩结构的结构示意图；

图4为实施例所提供的无人机的翼身接合部的网格分布图；

图5为不同状态下数值仿真计算的气动力曲线图；

图6为10度迎角时三种状态全机的流线图及翼根处截面的速度云图；

图7为大迎角下不同整流形式翼根的压力系数分布图；

图8为风洞实验的模型图；以及

图9为风洞实验与数值计算对比曲线图。

图中：1、前缘整流结构；2、展向整流结构；3、中后段整流结构；4、机翼；5、机身。

具体实施方式

以下实施例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

如下实施例中所采用在无人机为中型无人机，细长机身，机身的重量为700kg；机身的长度为5.75m，宽度为0.76m；

其中，机翼的展弦比为18。机翼的参考面积10m²，参考长度为0.778m；机翼的安装角度为2°；

实施例1

本实施例提供一种高升阻比中型无人机的整流罩结构，所述整流罩结构设置在机翼4的翼根处，连接所述机翼翼根和机身5，采用小角度的倒角整流，所述机身和机翼间的夹角大于90°；无人机翼身接合部形状如图1所示(无整流罩的机翼结构示意图)；

所述整流罩结构如图2所示(整流方式1)，包括：

前缘整流结构1，所述前缘整流结构为弧线结构；所述前缘整流结构的前缘后掠角为40°；前缘延伸长度为370mm，前缘半径为355mm，展向长度为300mm。

展向整流结构2，所述展向整流结构的有型面过渡控制线的数目为3；所述过渡控制线与各个控制截面相切为型面光滑过渡。

中后段整流结构3，所述中后段整流结构的整流长度为500mm。

其中，所述整流罩结构与机身接触面积为0.294m²，机翼与机身接触面积为0.083m²，前者约为后者的3.5倍。

其中，整流罩与机身对接截面的最大厚度为245mm，整流罩与机翼对接处截面的最大厚度为126.8mm。

具体而言，对机翼翼根放大，通过倒角使翼身接合部分型面进行平缓过渡，其夹角大于90°，这种方式增加了翼根的局部长度和厚度，使机翼-机身尽可能缓和连接，缓解流动的急剧加速，同时降低前缘的吸力峰。整流罩厚度为250mm，前缘整流区域长度为400mm，展向整流区域长度为320mm。中后段整流区域长度为160mm。整流罩形式如图2所示。

实施例2

本实施例提供一种高升阻比中型无人机的整流罩结构，与实施例1不同之处，仅在于不包含″展向整流结构″；如图3所示，包括前缘整流结构1和中后段整流结构3；(整流方式2)

具体而言，类似于机翼边条，整流罩的最大厚度不超过翼根处最大翼型面的最大厚度，只添加在机翼的最大厚度之前，采用较尖的前缘形状，其目的是机翼前缘和机身光滑过渡，尽可能消除前缘驻点处的附面层，以防止因速度急剧变化产生的附面层流动分离。整流罩形式如图3所示。前缘整流区域长度为400mm，中后段整流区域长度为160mm。

试验例

将实施例1(整流罩1)和实施例2(整流罩2)提供的整流结构进行对比。

翼身组合体和两种整流方式采用数值方法对流场进行了模拟计算。本发明计算网格为六面体结构网格，为了避免网格差异引起的计算误差，所有几何模型都用同一套网格进行拓扑，仅在整流罩位置处改变对应的网格关联。网格数量为1200万，图4为翼身接合部的网格分布。

数值仿真计算的气动力曲线如图5所示。从图中可以看出两种整流方式均提高了最大升力系数。实施例1提供的整流方式1还改善了飞机的失速特性，在大迎角下的力矩曲线要优于实施例2提供的整流方式2和无整流罩的翼身组合体。从升阻比上来看，在巡航4°迎角下整流方式1的升阻比最高为19.8。实施例2提供的整流方式2的升阻比为18.2，无整流罩翼身组合体的升阻比为19.5。

观察对比10度迎角时三种状态全机的流线图及翼根处截面的速度云图，如图6所示，发现无整流罩时，机翼后方有大面积的分离区，分离点位置很靠近前缘，而且已经干扰到了v尾的上下表面，失速较为严重；两种整流罩有效的控制了翼身结合处的流动分离，使边界层更好地附着在翼面上，同时消除了尾流对v尾的干扰。观察三种状态下的翼根压力分布如图7所示。10°迎角下无整流罩的吸力峰值为-2.2，实施例1提供的整流方式1的吸力峰值最低为-1.5，压力分布也比较均匀，吸力峰值弦向位置也较为靠后。从三种状态下的表面流线图可以看出，过高的吸力峰值使流动分离向前缘发展，分离范围不断扩大。结构上采用插耳式机身机翼对接方式，实施例1提供的整流方式1在翼根处的厚度足够包裹住结构件。

为保证本发明采取的数值计算方法可靠性。风洞实验在中航气动院fl-9风洞中进行。实验采用实施例1提供的整流方式1的构型，实验风速为60m/s。模型安装如图8。实施例1提供的整流方式1数值计算结果与风洞实验结果对比如图9所示。

尤其是，观察对比10度迎角时三种状态全机的流线图及翼根处截面的速度云图，发现无整流罩时，机翼后方有大面积的分离区，分离点位置很靠近前缘，而且已经干扰到了v尾的上下表面，失速较为严重；设计的该整流罩有效的控制了翼身结合处的流动分离，使边界层更好地附着在翼面上，同时消除了尾流对v尾的干扰。

″风洞试验验证：

·高升力线斜率0.1186(-4°≤α≤8°)

·最大升力系数可达1.67

·最大升阻比26.8

·失速特性缓和，失速迎角14°″

这组风洞试验验证数据是以翼身组合体的选择与翼身整流优化后确定的最终状态为模型进行的，实施例1提供的整流罩结构效果更优。

虽然，上文中已经用一般性说明、具体实施方式及试验，对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。