本實(shí)用新型屬于無(wú)人機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)。

背景技術(shù)：

無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)，氣動(dòng)布局通常是指不同的氣動(dòng)力承力面的形式。整個(gè)承力面系統(tǒng)的特性取決于各承力面之間的相互位置以及各承力面的相對(duì)尺寸和形狀。機(jī)翼作為承力面系統(tǒng)中最重要的部件，它的氣動(dòng)特性直接決定著飛機(jī)的氣動(dòng)特性和主要性能。通常由機(jī)翼產(chǎn)生的升力占全機(jī)升力的70%以上，產(chǎn)生的阻力占全機(jī)零升阻力的30%左右。除此之外，誘導(dǎo)阻力基本上也是由機(jī)翼產(chǎn)生的。因此飛機(jī)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的關(guān)鍵就是機(jī)翼的設(shè)計(jì)。

無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)直接關(guān)聯(lián)于它的具體飛行條件。通常具有高升阻比、低雷諾數(shù)，同時(shí)適合較長(zhǎng)航行時(shí)間的無(wú)人機(jī)均采用大展弦比的布局設(shè)計(jì)。這種機(jī)翼在亞音速范圍內(nèi)性能較好，其中一個(gè)主要的原因就是機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力小。計(jì)算流體力學(xué)的結(jié)果表明，在亞音速時(shí)，機(jī)翼阻力中的誘導(dǎo)阻力約占80%；在瘦機(jī)身布局的無(wú)人機(jī)的全機(jī)阻力計(jì)算結(jié)果中，誘導(dǎo)阻力也約占80%，因此采用大展弦比機(jī)翼是無(wú)人機(jī)獲得特大升阻比的最直接的有效措施。

雖然大展弦比機(jī)翼有明顯的升阻比優(yōu)勢(shì)，但隨著展弦比的增大也存在如下問(wèn)題：機(jī)翼根部載荷過(guò)大，機(jī)翼易發(fā)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，因此對(duì)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求很高；在機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量控制條件下，機(jī)翼成柔性機(jī)翼，飛行中機(jī)翼的彈性變形量隨速壓增大而增大，會(huì)導(dǎo)致嚴(yán)重的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合問(wèn)題；過(guò)大的彈性變形不僅會(huì)使副翼效率降低，嚴(yán)重時(shí)還會(huì)出現(xiàn)副翼反效；此外，過(guò)大的展弦比往往要以減小翼型弦長(zhǎng)作為代價(jià)。當(dāng)飛機(jī)處于低于臨界馬赫數(shù)的速度飛行時(shí)，翼型弦長(zhǎng)太小反而會(huì)加大翼型的阻力、減小升力，并且惡化失速特性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型旨在解決上述問(wèn)題，提供一種既具有較好氣動(dòng)特性又能保證較強(qiáng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕的新型機(jī)翼布局的無(wú)人機(jī)。

本實(shí)用新型所述聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)，所述無(wú)人機(jī)的機(jī)翼由前翼和后翼組成；所述前翼呈后掠狀態(tài)；所述后翼呈前掠狀態(tài)；所述后翼的翼尖與前述前翼的上翼面處相連接，形成一個(gè)菱形框架式結(jié)構(gòu)。

飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的重要目標(biāo)是增加升力、減小阻力，最終達(dá)到提高升阻比。而飛機(jī)的最大升阻比正比于飛機(jī)機(jī)翼展長(zhǎng)，反比于飛機(jī)誘導(dǎo)阻力因子。因此，理論上對(duì)于常規(guī)布局形式的飛機(jī)而言，保持機(jī)翼弦長(zhǎng)不變而增加展長(zhǎng)，就會(huì)減小誘導(dǎo)阻力，達(dá)到提高最大升阻比的目標(biāo)。但機(jī)翼展長(zhǎng)增加之后需要對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強(qiáng)，并且翼尖變形會(huì)相應(yīng)增加，這就會(huì)帶來(lái)氣動(dòng)彈性等方面的問(wèn)題。所以單純通過(guò)增加機(jī)翼展長(zhǎng)來(lái)提高飛機(jī)升阻比是有限的，因此采用聯(lián)翼式布局，使得后翼對(duì)前翼有支撐作用，能顯著地減小前翼的彎曲變形、同時(shí)增加有效展弦比，達(dá)到增加升阻比的目的。

本實(shí)用新型所述聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)，所述前翼為上反下單翼；所述后翼為下反上單翼；所述前翼和后翼呈負(fù)交錯(cuò)布局設(shè)置；這樣可有效減少前翼對(duì)后翼的不利影響，同時(shí)降低前翼與機(jī)身連接處的氣流分離對(duì)后翼造成的抖振作用；同時(shí)兩個(gè)具有高度差的機(jī)翼相連而形成一種閉合的具有更大厚度的結(jié)構(gòu)支撐框架，使得機(jī)翼剛性和彈性控制要求大大降低。

本實(shí)用新型所述聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)，所述后翼與前翼的連接點(diǎn)位于距離前翼翼根70%處，形成一個(gè)菱形框架式結(jié)構(gòu)，在保持較高氣動(dòng)效率的同時(shí)，可顯著降低無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)重量。

本實(shí)用新型所述聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)，所述前翼與后翼的連接處設(shè)置有整流罩，可有效減少前后翼搭接處產(chǎn)生的阻力干擾。

本實(shí)用新型所述聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)，所述前翼和后翼的弦長(zhǎng)相等；通過(guò)這樣的方式使得機(jī)翼外形得到簡(jiǎn)化，以此降低了生產(chǎn)難度、生產(chǎn)成本以及工藝求。

本實(shí)用新型所述聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)，通過(guò)采用聯(lián)翼式布局的機(jī)翼，使得本實(shí)用新型所述的無(wú)人機(jī)通過(guò)傳統(tǒng)無(wú)人機(jī)比較具有機(jī)重量輕、剛度大、誘導(dǎo)阻力??；跨音速面積分布較好；最大配平升力系數(shù)高；浸潤(rùn)面積?。磺揖哂兄苯由椭苯觽?cè)力控制能力，可兼顧穩(wěn)定性和操縱性，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，適于推廣應(yīng)用。

附圖說(shuō)明

圖1是聯(lián)翼式機(jī)翼布局無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的上視圖；

圖2是聯(lián)翼式機(jī)翼布局無(wú)人機(jī)前后翼搭接處的整流罩示意圖；

圖3是聯(lián)翼式機(jī)翼布局無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的前視圖；

圖4是聯(lián)翼式機(jī)翼布局無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的左視圖；

圖5是0度迎角上表面極限流線圖；

圖6是6度迎角上表面極限流線圖；

圖7是10度迎角上表面極限流線圖；

圖8是14度迎角上表面極限流線圖；

圖9是20度迎角上表面極限流線圖；

圖10是24度迎角上表面極限流線圖；

其中1-前翼、2-后翼、3-整流罩。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式對(duì)本實(shí)用新型進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。

該無(wú)人機(jī)的聯(lián)翼式布局的機(jī)翼設(shè)計(jì)較一般布局的機(jī)翼設(shè)計(jì)要復(fù)雜，它是由前翼1和后翼2組成。為簡(jiǎn)化機(jī)翼外形，降低生產(chǎn)難度、生產(chǎn)成本以及工藝要求，在前后翼2上使用同樣弦長(zhǎng)的翼型。如圖1所示，前翼1呈后掠狀態(tài)，后翼2呈前掠狀態(tài)。后翼2的翼尖在前翼1的上翼面處相連，前后翼2連接點(diǎn)位于距前翼1翼根70%處，形成一個(gè)菱形框架式結(jié)構(gòu)。這種連接方案在保持較高氣動(dòng)效率的同時(shí)，可顯著降低結(jié)構(gòu)重量。如圖2所示，前后翼2搭接處使用整流罩3進(jìn)行平順過(guò)渡，減小了前后翼2搭接處產(chǎn)生的阻力干擾。機(jī)翼位置的布置如圖3所示，前翼1為上反下單翼，后翼2為下反上單翼，屬于負(fù)交錯(cuò)布局。

無(wú)人機(jī)前后翼2連接處也可以采用“端板”連接，對(duì)前后翼2均能起到加固作用。

在結(jié)構(gòu)方面，兩個(gè)具有高度差的機(jī)翼相連而形成一種閉合的具有更大厚度的結(jié)構(gòu)支撐框架，使得機(jī)翼剛性和彈性控制要求大大降低。同時(shí)，前后翼2連接點(diǎn)位于距前翼1翼根約70%處的連接方案在保持較高氣動(dòng)效率的同時(shí)，可以使受力結(jié)構(gòu)更加合理穩(wěn)定，可以讓飛機(jī)重量大大減輕，對(duì)提高高空飛行能力與續(xù)航能力都有重要意義。

在氣動(dòng)方面，通過(guò)前翼1上反、后翼2下反的機(jī)翼布局能盡可能減少前翼1對(duì)后翼2的不利影響，同時(shí)降低前翼1與機(jī)身連接處的氣流分離對(duì)后翼2造成的抖振作用。氣流的展向流動(dòng)隨著迎角的增大進(jìn)一步增強(qiáng)，但在前翼1的外翼段，由于前翼1段的展向流動(dòng)受到前后翼2連接處的阻滯和翼尖效應(yīng)的影響，前翼1外翼段的后緣分離情況較內(nèi)翼段要好很多。計(jì)算流體力學(xué)結(jié)果表明，在迎角為20度時(shí)前翼1的內(nèi)翼段的流動(dòng)分離后沒(méi)有出現(xiàn)再附現(xiàn)象，而前翼1的外翼段仍然呈現(xiàn)出分離再附再分離的流動(dòng)特點(diǎn)，如圖9所示。當(dāng)迎角繼續(xù)增大到24度時(shí)，前翼1的內(nèi)翼段流動(dòng)完全分離，其前翼1外翼段也出現(xiàn)完全分離，整個(gè)前翼1才完全失速，如圖10所示。

后翼2作為前掠翼具有較好的失速特性，可以保持較好的副翼效率，同時(shí)把前翼1的外翼邊界層向翼根輸送，有利于前翼1升力的提高。同時(shí)后翼2在前翼1的下洗影響下，其后緣分離情況也要好于前翼1。如圖5、圖6、圖7、圖8、圖9、圖10所示的計(jì)算流體力學(xué)結(jié)果表明，隨著迎角的增加，后翼2層流分離泡的分布區(qū)域向翼根方向極大地被壓縮，后翼2流動(dòng)更多的呈現(xiàn)出附著流的特征。當(dāng)迎角的進(jìn)一步增大，后翼2分離線繼續(xù)向后翼2前緣和翼尖方向移動(dòng)并產(chǎn)生分離旋渦，產(chǎn)生大面積的倒流區(qū)。雖然后翼2的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變得很復(fù)雜，但整個(gè)后翼2并未完全失速。因此，飛機(jī)在大迎角狀態(tài)下仍然不會(huì)出現(xiàn)嚴(yán)重的失速狀態(tài)。

通過(guò)對(duì)圖5至圖10所示的極限流線圖分析，聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)的機(jī)翼流動(dòng)具有典型的低雷諾數(shù)特征，其前翼1內(nèi)翼段最先失速，而外翼段的失速特性要好于內(nèi)翼段?？諝饬鬟^(guò)前翼1后流線明顯向下偏折，產(chǎn)生下洗流，氣流經(jīng)過(guò)后翼2時(shí)其有效迎角會(huì)降低，其失速特性要明顯好于前翼1，即使在前翼1已經(jīng)失速的情況下仍能保持不錯(cuò)的升力特性，因此相比于擁有常規(guī)布局機(jī)翼的無(wú)人機(jī)，聯(lián)翼式布局機(jī)翼的新型無(wú)人機(jī)具有很好的失速特性。