一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及無(wú)人機(jī)飛翼類(lèi)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)，具體涉及一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]在無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，高隱身性、高臨界馬赫數(shù)、高巡航升阻比氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中其平面形狀參數(shù)至關(guān)重要，而前緣后掠角是平面形狀參數(shù)中的一個(gè)極其關(guān)鍵的幾何參數(shù)，其影響主要體現(xiàn)在至少五幾個(gè)方面:
[0003]第一，前緣后掠角效應(yīng)的展向流動(dòng)容易導(dǎo)致翼尖分離，具體地，當(dāng)后掠角越大時(shí)，展向越長(zhǎng)，使得展向流動(dòng)越明顯，且翼尖離重心距離更遠(yuǎn)，從而導(dǎo)致力矩容易上仰，飛機(jī)可用迎角范圍小，對(duì)于起飛著陸有很大的限制；
[0004]第二，前緣后掠角的增大還會(huì)對(duì)于機(jī)翼的彎扭設(shè)計(jì)提出更高的要求，可能導(dǎo)致機(jī)翼增加重量；
[0005]第三，高臨界馬赫數(shù)對(duì)于飛翼布局前緣后掠角的要求是盡量大，零升阻力較小，巡航升阻比較大，同時(shí)也可以保證巡航馬赫附近氣動(dòng)性能的變化比較平緩，避免出現(xiàn)由于比較小的速度變化而導(dǎo)致氣動(dòng)性能劇烈變化；
[0006]第四，巡航狀態(tài)下前緣后掠角的增大使得氣動(dòng)焦點(diǎn)后移比重心后移更為嚴(yán)重，則又帶來(lái)了較大的縱向靜穩(wěn)定度，且飛翼布局縱向操縱效率很低，又會(huì)帶來(lái)較大的配平阻力，很大程度降低巡航升阻比；
[0007]第五，前緣后掠角對(duì)于隱身的主要影響為全機(jī)的前向隱身，對(duì)側(cè)向、后向隱身影響不大，所以高隱身性要求前緣后掠角越大越好。
[0008]但是，目前的無(wú)尾飛翼類(lèi)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中，重點(diǎn)考慮如何追求超高隱身特性，而忽略了其他比如氣動(dòng)、總體、結(jié)構(gòu)等重要的約束條件，導(dǎo)致設(shè)計(jì)出來(lái)的無(wú)尾飛翼整體性能差。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0009]本實(shí)用新型提供了一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，能夠解決無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)的飛翼整體性能差的問(wèn)題。
[0010]為了達(dá)到上述目的，本實(shí)用新型的實(shí)施例采用如下技術(shù)方案:
[0011]一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，包括機(jī)身本體，所述機(jī)身本體包括對(duì)稱(chēng)設(shè)置的左翼和右翼，所述機(jī)身本體的展弦比為2.5?3.5，所述左翼以及所述右翼的前緣線的歪斜角均為50。?60° 。
[0012]可選地，所述機(jī)身本體的展弦比為3。
[0013]可選地，所述左翼以及所述右翼的前緣線的歪斜角均為55°。
[0014]本實(shí)用新型的有益效果:本實(shí)用新型的展弦比為2.5?3.5為無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，其前緣后掠角在50°?60°之間，充分滿(mǎn)足了氣動(dòng)、總體、結(jié)構(gòu)、隱身等各方面的要求，使得無(wú)人機(jī)的飛翼在低速、高速飛行狀態(tài)下整體性能良好。
【附圖說(shuō)明】
[0015]此處的附圖被并入說(shuō)明書(shū)中并構(gòu)成本說(shuō)明書(shū)的一部分，示出了符合本實(shí)用新型的實(shí)施例，并與說(shuō)明書(shū)一起用于解釋本實(shí)用新型的原理。
[0016]圖1是根據(jù)本實(shí)用新型一個(gè)實(shí)施例無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0017]這里將詳細(xì)地對(duì)示例性實(shí)施例進(jìn)行說(shuō)明，其示例表示在附圖中。下面的描述涉及附圖時(shí)，除非另有表示，不同附圖中的相同數(shù)字表示相同或相似的要素。
[0018]如圖1所示，本實(shí)用新型的無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，包括機(jī)身本體I，機(jī)身本體I包括對(duì)稱(chēng)設(shè)置的左翼11和右翼12。機(jī)身本體I的展弦比為2.5?3.5，通常稱(chēng)為小展弦比；進(jìn)一步，在本實(shí)施例中，取展弦比為3。
[0019]左翼11以及右翼12的前緣線的歪斜角(前緣后掠角)均為50°?60° ;進(jìn)一步，在本實(shí)施例中，左翼11以及右翼12的前緣線的歪斜角均為55°，能夠充分滿(mǎn)足了氣動(dòng)、總體、結(jié)構(gòu)、隱身等各方面的要求，使得無(wú)人機(jī)的飛翼在低速、高速飛行狀態(tài)下整體性能良好。
[0020]前緣后掠角效應(yīng)的展向流動(dòng)容易導(dǎo)致翼尖分離，具體地，當(dāng)后掠角越大時(shí)，展向越長(zhǎng)，使得展向流動(dòng)越明顯，且翼尖離重心距離更遠(yuǎn)，從而導(dǎo)致力矩容易上仰，飛機(jī)可用迎角范圍小，對(duì)于起飛著陸有很大的限制。另外，后掠角的增大還會(huì)對(duì)于機(jī)翼的彎扭設(shè)計(jì)提出更高的要求，可能導(dǎo)致機(jī)翼增加重量。因此，小展弦比飛機(jī)的前緣后掠角一般不超過(guò)60°。
[0021]高臨界馬赫數(shù)對(duì)于飛翼布局前緣后掠角的要求是盡量大，零升阻力較小，巡航升阻比較大，同時(shí)也可以保證巡航馬赫附近氣動(dòng)性能的變化比較平緩，避免出現(xiàn)由于比較小的速度變化而導(dǎo)致氣動(dòng)性能劇烈變化。因此，小展弦比飛機(jī)的前緣后掠角一般不小于40°。
[0022]進(jìn)一步，前緣后掠角對(duì)于隱身的主要影響為全機(jī)的前向隱身，對(duì)側(cè)向、后向隱身影響不大，所以高隱身性要求前緣后掠角越大越好，一般不小于30°。綜上所述，本實(shí)用新型的無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)的前緣后掠角為55°，能夠充分滿(mǎn)足了氣動(dòng)、總體、結(jié)構(gòu)、隱身等各方面的要求，使得無(wú)人機(jī)的飛翼在低速、高速飛行狀態(tài)下整體性能良好。
[0023]以上所述，僅為本實(shí)用新型的【具體實(shí)施方式】，但本實(shí)用新型的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本實(shí)用新型揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本實(shí)用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本實(shí)用新型的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，其特征在于，包括機(jī)身本體(I)，所述機(jī)身本體(I)包括對(duì)稱(chēng)設(shè)置的左翼(11)和右翼(12)，所述機(jī)身本體⑴的展弦比為2.5?3.5，所述左翼(11)以及所述右翼(12)的前緣線的歪斜角均為50°?60°。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，其特征在于，所述機(jī)身本體(I)的展弦比為3。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，其特征在于，所述左翼(11)以及所述右翼(12)的前緣線的歪斜角均為55°。
【專(zhuān)利摘要】本實(shí)用新型提供了一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，涉及無(wú)人機(jī)飛翼類(lèi)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)技術(shù)，能夠解決無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)的飛翼整體性能差的問(wèn)題。一種無(wú)尾飛翼式無(wú)人機(jī)，包括機(jī)身本體，所述機(jī)身本體包括對(duì)稱(chēng)設(shè)置的左翼和右翼，所述機(jī)身本體的展弦比為2.5～3.5，所述左翼以及所述右翼的前緣線的歪斜角均為50°～60°，能夠充分滿(mǎn)足了氣動(dòng)、總體、結(jié)構(gòu)、隱身等各方面的要求，使得無(wú)人機(jī)的飛翼在低速、高速飛行狀態(tài)下整體性能良好。
【IPC分類(lèi)】B64C1-00
【公開(kāi)號(hào)】CN204489173
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201520133058
【發(fā)明人】劉志敏, 蔡為民, 趙霞, 劉曉冬, 詹光, 王萍
【申請(qǐng)人】中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所
【公開(kāi)日】2015年7月22日
【申請(qǐng)日】2015年3月9日