本實用新型屬于無人機(jī)固定翼翼型技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼。

背景技術(shù)：

無人機(jī)是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的無人駕駛的飛行設(shè)備，無人機(jī)具有體積小、造價低、使用方便等優(yōu)點。目前，無人機(jī)在航拍、農(nóng)業(yè)植保、測繪等領(lǐng)域有著廣泛的應(yīng)用。航測使用的無人機(jī)屬于特殊類無人機(jī)，這種無人機(jī)載重量較大、航時較長，主要工作地點為山區(qū)或高海拔地區(qū)。因此對無人機(jī)的飛行效率、飛行安全和整體飛行穩(wěn)定性有較高的要求。機(jī)翼是無人機(jī)的一個非常重要的部件，其與無人機(jī)飛行穩(wěn)定性、航時和載重息息相關(guān)?，F(xiàn)在市面上銷售的無人機(jī)屬于通用機(jī)，其不能滿足航測時的高要求。針對這種問題，有人提出了一種無人機(jī)機(jī)翼，如201410262256.X所述。

201410262256.X公布了一種無人機(jī)，包括機(jī)身、設(shè)置于機(jī)身上方的機(jī)翼，機(jī)翼包括中翼和外翼，外翼對稱的布置在中翼的兩側(cè)，機(jī)身通過尾撐連接有尾翼，機(jī)翼的翼展為3. 8m-4. 2m；左尾翼和右尾翼均包括固定面和舵面，固定面與尾撐之間固定連接，舵面與固定面之間可旋轉(zhuǎn)連接在一起，左尾翼和右尾翼的上方分別設(shè)有至少兩個層疊的擾流板，擾流板設(shè)于尾翼中部以內(nèi)的位置。該案沒有公布機(jī)翼的材料結(jié)構(gòu)，且該機(jī)翼是分體式結(jié)構(gòu)，強(qiáng)度不夠，機(jī)翼的抗刮能力不強(qiáng)。

因此，現(xiàn)有技術(shù)仍有改進(jìn)的必要。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本實用新型提出了一種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼，通過在無人機(jī)上安裝本案的機(jī)翼，可以增加載重量，延長續(xù)航時間，減少滾轉(zhuǎn)力矩，提高飛行的穩(wěn)定性，降低接地、離地的速度和距離，降低失速速度，減小平飛迎角，降低飛行阻力，更節(jié)能且效率高。

本實用新型的技術(shù)方案是這樣實現(xiàn)的：

一種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼，其包括主翼和副翼，所述副翼鉸接在所述主翼上，所述主翼包括主翼外段和主翼內(nèi)段，所述主翼外段呈等腰梯形，所述主翼內(nèi)段呈矩形，所述主翼內(nèi)段的長度為280mm~320mm，所述主翼的翼展為1410mm~1450mm，所述主翼的弦長為405.5mm，所述主翼的展弦比為3.48~3.58，所述主翼最大厚度為69.5mm，最大彎度為23.5mm，后緣角為19°，所述主翼板材包括抗腐蝕油漆層、抗刮薄膜層、環(huán)氧樹脂加芳綸纖維混紡布層、環(huán)氧樹脂加珍珠棉層和環(huán)氧樹脂加玻璃纖維層。

在本實用新型的適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼中，所述主翼外段端部是翼梢，所述主翼內(nèi)段端部是翼根，所述翼根端面上設(shè)有插銷孔。

實施本實用新型的這種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼，具有以下有益效果：通過在無人機(jī)上安裝該機(jī)翼，可以增加載重量，延長續(xù)航時間，增強(qiáng)滑翔能力，減少滾轉(zhuǎn)力矩，提高飛行的穩(wěn)定性，降低接地、離地的速度和距離，降低失速速度，減小平飛迎角，降低飛行阻力，更節(jié)能且效率高；機(jī)翼板材結(jié)構(gòu)合理，使得機(jī)翼具有優(yōu)異的韌性、強(qiáng)度和硬度，更強(qiáng)的耐沖擊性能，更加耐磨耐刮，增加了機(jī)翼的使用壽命，且機(jī)翼更輕便，減小了無人機(jī)的重量。

附圖說明

圖1為本實用新型的這種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼的示意圖；

圖2為本實用新型的這種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼的俯視示意圖；

圖3為本實用新型的這種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼板材的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4為本實用新型的這種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼的翼型示意圖。

具體實施方式

下面將結(jié)合本實用新型實施例中的附圖，對本實用新型實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述。

如圖1至4所示的本實用新型的這種適用于航測無人機(jī)的大展弦比機(jī)翼，其包括主翼1和副翼2，機(jī)翼有兩塊，且結(jié)構(gòu)相同，以無人機(jī)的機(jī)身軸線對稱布置。所述副翼2鉸接在所述主翼1上，副翼2可以繞著鉸接點上下翻轉(zhuǎn)。所述主翼1包括主翼外段11和主翼內(nèi)段12，所述主翼外段11呈等腰梯形，所述主翼內(nèi)段12呈矩形。所述主翼內(nèi)段12的長度為280mm~320mm，所述主翼1的翼展為1410mm~1450mm。所述主翼1的弦長為405.5mm，所述主翼1的展弦比為3.48~3.58。所述主翼1最大厚度為69.5mm，最大彎度為23.5mm，后緣角為19°。所述主翼1板材包括抗腐蝕油漆層10、抗刮薄膜層20、環(huán)氧樹脂加芳綸纖維混紡布層30、環(huán)氧樹脂加珍珠棉層40和環(huán)氧樹脂加玻璃纖維層50?？垢g油漆層10為深藍(lán)色，可以保護(hù)機(jī)翼，增加了機(jī)翼美觀度。抗刮薄膜層20使得機(jī)翼具有更強(qiáng)的耐沖擊性能，以及更加耐磨耐刮。環(huán)氧樹脂加芳綸纖維混紡布層30可以增加機(jī)翼的強(qiáng)度和韌性。環(huán)氧樹脂加珍珠棉層40保證了機(jī)翼的輕便，同時增加了機(jī)翼的強(qiáng)度和韌性。環(huán)氧樹脂加玻璃纖維層50可以進(jìn)一步保證機(jī)翼的強(qiáng)度和韌性。機(jī)翼板材結(jié)構(gòu)合理，使得機(jī)翼具有優(yōu)異的韌性、強(qiáng)度和硬度，更強(qiáng)的耐沖擊性能，更加耐磨耐刮，增加了機(jī)翼的使用壽命，且機(jī)翼更輕便，減小了無人機(jī)的重量。

其中，所述主翼外段11端部是翼梢110，所述主翼內(nèi)段12端部是翼根120，所述翼根120端面上設(shè)有插銷孔121。機(jī)身上設(shè)有插銷，機(jī)翼通過插銷孔121插接在機(jī)身的插銷上，拆、裝非常方便。

本案的機(jī)翼翼型參數(shù)為：

（1）翼弦：機(jī)翼前緣與后緣的連線長度是弦長，用字母b表示。翼弦上部的機(jī)翼表面為上翼面，翼弦下部的機(jī)翼表面為下翼面。本案的機(jī)翼弦長b=405.5mm，翼展為1430mm，機(jī)翼的展弦比=翼展/弦長，所以機(jī)翼的展弦比為3.53。

（2）厚度特性：①厚度分布y_c（x）：上下翼面在垂直翼弦方向的距離叫翼型的厚度，其分布叫厚度分布，y_c（x）=1/2（y_u-y_l）；②最大厚度C：上下翼面在垂直翼弦方向的最大距離，C=2y_cmax；③最大厚度位置X_c：最大厚度所在的X坐標(biāo)。最大厚度C=69.5mm，最大厚度所在的位置X_c=131.5mm。

（3）彎度特性：①中弧線y_f（x）：翼型上下表面高度中點的連線（對稱翼型的中弧線與翼弦重合），y_f（x）=1/2（y_u+y_l）；②最大彎度f：中弧線與翼弦之間的最大距離，f=y_fmax；③最大彎度位置X_f：前緣到最大彎度位置的弦向距離。最大彎度f_max=23.5mm，最大彎度所在的位置X_f=95.5mm。

（4）后緣角：上下翼面在后緣處的切線的夾角，用字母τ表示。后緣角τ=19°。

（5）前緣半徑：翼型輪廓線在前緣處的曲率半徑，用字母r_l表示。前緣半徑r_l=12.5mm。

機(jī)翼改進(jìn)前后的對比：

機(jī)翼改進(jìn)前后的面積對比：

（1）機(jī)翼原型

單個機(jī)翼的長度是1129.12mm 單個機(jī)翼的總面積是4588.2 mm²，其中副翼2面積是791.5 mm²。

（2）機(jī)翼重新設(shè)計后

單個機(jī)翼的長度是1430 mm，單個機(jī)翼的總面積是：5967mm²。

增加機(jī)翼面積為：1379 mm²，總面積增加約30%。

在無人機(jī)上加裝改進(jìn)后的機(jī)翼，具有很多優(yōu)點：

（1）增加無人機(jī)的載重量：

升力計算公式： Y=1/2C_yρV2S

其中，Y為升力；

C_y：升力系數(shù)；

ρ：空氣密度；

V：動壓（即相對速度）；

S：機(jī)翼面積。

無人機(jī)的飛行其主要的升力是由機(jī)翼產(chǎn)生，機(jī)翼的面積增加了30% ，無人機(jī)的升力也會提升，升力變大載重量也就會隨之變大。

（2）增加飛機(jī)續(xù)航時間：

升力計算公式中的V：動壓（即相對速度）；

當(dāng)無人機(jī)的升力不變時，機(jī)翼面積加大，即V 相對速度可以減小，當(dāng)無人機(jī)飛行速度下降油耗就可以大幅度減少，來增加續(xù)航時間。

（3）減少無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩：

杠桿計算公式：F1*L1=F2*L2

其中，動力F1；

動力臂L1；

阻力F2；

阻力臂L2。

杠桿計算公式中：F1為動力， F2 為阻力；

無人機(jī)是前拉式活塞螺旋槳發(fā)動機(jī)提供動力，螺旋槳的直徑是767mm，當(dāng)螺旋槳工作時候會有強(qiáng)勁的氣流吹響后方，并形成圓錐體放大的輻射面積，減小氣流強(qiáng)度。

飛機(jī)滾轉(zhuǎn)是靠機(jī)翼上面副翼2角度發(fā)生變化，來改變機(jī)翼的升力，當(dāng)左右機(jī)翼升力不均衡時飛機(jī)就會出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)。

機(jī)翼該進(jìn)之前副翼2內(nèi)側(cè)距離機(jī)身是330mm，改進(jìn)之后的機(jī)翼距副翼2內(nèi)側(cè)的距離是630mm。副翼2舵面幾乎脫離出螺旋槳的強(qiáng)氣流區(qū)，進(jìn)入相對氣流區(qū)，L1和L2 同時放大，則力臂沒有變，機(jī)翼整體滾轉(zhuǎn)時候產(chǎn)生阻力F2沒有變，但是動力F1減小，因為流過副翼2的氣流減弱，改變機(jī)翼的升力的力量變小，這樣無人機(jī)在飛行時候滾轉(zhuǎn)會更加柔和平穩(wěn)。

（4）提高飛行的穩(wěn)定性：

上反角概念：上反角是指機(jī)翼基準(zhǔn)面和水平面的夾角，當(dāng)機(jī)翼有扭轉(zhuǎn)時，則是指扭轉(zhuǎn)軸和水平面的夾角。上反角的作用是飛機(jī)飛行時如果出現(xiàn)側(cè)滑現(xiàn)象時，迎向側(cè)滑方向的一側(cè)機(jī)翼的迎風(fēng)面積以及迎角就會比另一側(cè)機(jī)翼要大很多，這就會使飛機(jī)產(chǎn)生反向側(cè)滑的力量，即達(dá)到迅速修正側(cè)滑的目的。所以飛機(jī)的上反角是為了使飛機(jī)具備自動修正飛行姿態(tài)異常的功能而設(shè)計的。

機(jī)翼改進(jìn)之前機(jī)翼的翼梢110到機(jī)身水平線有1130mm ，機(jī)翼改進(jìn)之后機(jī)翼的翼梢110到機(jī)身水平線有1430mm ，機(jī)翼翼梢110距離機(jī)身水平位置越長，無人機(jī)穩(wěn)定性越強(qiáng)。

（5）降低了無人機(jī)接地、離地速度和距離：

升力計算公式中的V：動壓（即相對速度）

當(dāng)飛機(jī)的升力不變時，機(jī)翼面積加大，即V 相對速度可以減小，飛機(jī)的相對速度降低，飛機(jī)的離地、接地速度都可以得到降低。

速度計算公式：V=S/T

V速度；

S加速度；

T時間；

飛機(jī)要需要達(dá)到速度V才可以起飛或是降落，當(dāng)V值變小 ，S和T值都可以縮小。

對于在山區(qū)或是市區(qū)場沒有合適的起降跑道時候，無人機(jī)需要在短距離和短時間內(nèi)起飛降落。降低了無人機(jī)接地、離地速度和距離，大大減少尋找場地的時間，杜絕了無人機(jī)損壞的可能性。

（6）降低了飛機(jī)的失速速度：

失速概念：無人機(jī)剛進(jìn)入失速的速度，稱為失速速度，用Vs表示。失速的產(chǎn)生取決于飛機(jī)的迎角是否超過臨界迎角，而在飛行狀態(tài)一定及載荷因數(shù)一定時，速度與迎角有一定的關(guān)系： 升力=重量+機(jī)動載荷，上升時載荷為正。升力與迎角和速度正相關(guān)，也就是說迎角越大升力越大，速度越大。

升力的計算公式：Y=1/2C_yρV2S

其中，Y：升力；

C_y：升力系數(shù)；

ρ：空氣密度；

V：動壓（即相對速度）；

S：機(jī)翼面積；

改進(jìn)之后的機(jī)翼面積S增大，升力Y也會提升，當(dāng)升力Y值加大飛行速度就可以降低，當(dāng)機(jī)翼迎角不改變時，可以降低飛機(jī)失速的速度。

（7）減小無人機(jī)的平飛迎角、降低飛行阻力：

迎角概念：迎角對于固定翼無人機(jī)，機(jī)翼的前進(jìn)方向（相當(dāng)于氣流的方向）和翼弦（與機(jī)身軸線不同）的夾角叫迎角，也稱為攻角，它是確定機(jī)翼在氣流中姿態(tài)的基準(zhǔn)。

迎角大小與飛機(jī)的空氣動力密切相關(guān)。飛機(jī)的升力與升力系數(shù)成正比，阻力與阻力系數(shù)成正比，升力系數(shù)和阻力系數(shù)都是迎角的函數(shù)。在一定范圍內(nèi)，迎角越大，升力系數(shù)與阻力系數(shù)也越大。但是，當(dāng)迎角超過某一數(shù)值（稱為臨界迎角），升力系數(shù)反而開始減小，同時由于迎角較大時，出現(xiàn)了粘滯壓差阻力的增量，阻力系數(shù)與迎角的二次方成反比，當(dāng)超過臨界迎角時，分離區(qū)擴(kuò)及整個上翼面，阻力系數(shù)急劇增大。

在動壓V 不變時候，當(dāng)機(jī)翼面積S增加后升力Y值也會增加，當(dāng)飛機(jī)有了足夠的升力仰角就會減少，飛行的阻力也會降低。

（8）使飛機(jī)更節(jié)能、效率更高

從上述的無人機(jī)性能改進(jìn)中不難發(fā)現(xiàn)，無人機(jī)載重增加，航時加長，起飛降落縮短，飛行時阻力降低。在同樣油耗的情況下，加裝改進(jìn)后機(jī)翼的無人機(jī)的飛行效率有很大的提升。至此，本實用新型發(fā)明目的得以完成。

以上所述僅為本實用新型的較佳實施例而已，并不用以限制本實用新型，凡在本實用新型的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本實用新型的保護(hù)范圍之內(nèi)。