CN109050877B - 一种使用斜槽引气机翼的微型无人机 - Google Patents

一种使用斜槽引气机翼的微型无人机 Download PDF

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Abstract

本发明提出一种使用斜槽引气机翼的新型微型无人机，属于微型无人机领域。本发明包括：斜槽、机翼、动力系统和操纵舵面；其中，机翼为传统矩形翼，在机翼两侧翼尖处加工有斜槽；斜槽的宽度D在3mm～10mm之间，斜槽方位角β从30°变化到150°；动力系统为一对螺旋桨发动机，包括两个对称安装的螺旋桨及电机驱动装置，直接安装在机翼前缘处；操纵舵面包括一对在机翼尾缘处对称安装的副翼。本发明提出的一种使用斜槽引气机翼的新型微型无人机通过采用斜槽引气机翼这种新型机翼平面，可有效抑制在大迎角下的自诱导滚转振荡现象，且结构简单，设计加工方便。

Description

一种使用斜槽引气机翼的微型无人机
技术领域
本发明属于微型无人机领域，具体涉及一种使用斜槽引气机翼的微型无人机。
背景技术
微型飞行器是无人机的一种类别。微型飞行器的定义为飞行速度最大为5-20m/s，其机身最大设计长度在10-15cm[1]。由于其具有体积小、重量轻、隐蔽性好、功能性强、成本低、便于携带、操作简单等特点，因此在军事、民用、科学研究等领域被越来越多的应用[2]。微型飞行器主要分为三大类，分别是固定翼微型飞行器、旋翼微型飞行器和扑翼微型飞行器，其中固定翼的研究是目前微型飞行器中研发种类最多、应用最广的类型。
固定翼微型飞行器在设计上需要考虑小展弦比机翼的气动特性，小展弦比机翼由于其较小的展弦比以及自身的机身翼展尺寸大小等特点，很容易受到不稳定气流的影响从而造成飞行器吸力面流场结构出现非对称效应，从而产生自诱导横向非稳定性现象0。这一横滚非稳定现象可以使飞行器出现大振幅的滚转振动。
传统的固定翼矩微型无人机普遍采用普通矩形翼、齐默曼形机翼等传统形状，在飞行时很容易受到自诱导横向非稳定性现象的影响，出现自诱导滚转振荡，严重时甚至会导致飞行器失控甚至坠毁。
参考文献：
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发明内容
本发明的目的是提出一种新型微型无人机，通过采用斜槽引气机翼这种新型机翼平面，可有效抑制在大迎角下的自诱导滚转振荡现象，且结构简单，设计加工方便。
本发明提出一种使用斜槽引气机翼的新型微型无人机，包括：斜槽、机翼、动力系统和操纵舵面；其中，机翼为传统矩形翼，在机翼两侧翼尖处加工有斜槽。
所述的动力系统为一对螺旋桨发动机，包括两个对称安装的螺旋桨及电机驱动装置，直接安装在新型机翼前缘处；所述的操纵舵面包括一对在机翼尾缘处对称安装的副翼。
所述的斜槽的宽度D在3mm～10mm之间，斜槽方位角β从30°变化到150°。
本发明与现有技术相比，具有以下明显优势：
(1)本发明的斜槽引气机翼的新型微型无人机，可减少或抑制微小型无人机飞行时出现的大振幅自诱导滚转振荡现象。
(2)本发明可在一定程度上提高微型无人机在大迎角下的气动性能。
(3)本发明可降低机体结构重量，提高有效载荷搭载量。
附图说明
图1为本发明微型无人机整体结构示意图；
图2为本发明微型无人机的新型机翼示意图；
图3为本发明新型机翼侧缘斜槽局部示意图；
图4为本发明中新型机翼升力系数-迎角变化曲线示意图；
图5为本发明中新型机翼与普通矩形翼滚转角-迎角变化曲线示意图；
图6为本发明中新型机翼与普通矩形翼滚转角-迎角变化曲线示意图；
图7为本发明中采用45°斜槽方位角新型机翼与普通矩形翼滚转角-时间历程曲线示意图。
图中：
1-斜槽；2-机翼；3-动力系统；4-操纵舵面；
具体实施方式
为了便于本领域普通技术人员理解和实施本发明，下面结合附图对本发明作进一步的详细描述。
针对传统的固定翼矩微型无人机，在飞行时很容易受到自诱导横向非稳定性现象的影响，出现自诱导滚转振荡，严重时甚至会导致飞行器失控甚至坠毁的问题。本发明提出一种使用斜槽引气机翼的新型微型无人机，如图1所示，为本发明微型无人机整体结构示意图，包括：斜槽1、机翼2、动力系统3和操纵舵面4；其中，机翼2为传统矩形翼，在机翼2两侧翼尖处加工有斜槽1。
斜槽1位于机翼2两侧翼尖处，在传统矩形翼两侧翼尖处加工而成；机翼2为传统矩形翼，采用斜槽引气的小展弦比机翼平面设计，通过斜槽1的被动引气作用改善机翼2的自诱导滚转现象；斜槽1和机翼2构成主机翼。
动力系统3为一对螺旋桨发动机，包括两个对称安装的螺旋桨及电机驱动装置，直接安装在新型机翼2前缘处。操纵舵面4包括一对在机翼2尾缘处对称安装的副翼；本发明实施例中，单个副翼长80mm，弦长10mm。
如图2为本发明微型无人机的新型机翼示意图。在本发明实施例中，本发明在传统矩形机翼的基础上，对机翼2侧缘部分进行机械加工，得到带有斜槽1的侧缘结构，翼展为200mm，弦长为100mm，斜槽长度设计为80mm，保证斜槽距离机翼前后缘均有10mm的间距，从而保证开槽处有足够的强度。
如图3为本发明新型机翼侧缘斜槽局部示意图。斜槽1部分主要包含两个参数，分别为斜槽宽度D和斜槽方位角β。在本发明实施例中，斜槽宽度D在3mm～10mm之间，保证足够引气量的同时不会对气动特性造成太大影响。以右侧机翼平面为参考平面，从右侧机翼平面逆时针旋转至斜槽中线的角度定义为斜槽方位角β，斜槽方位角β从30°变化到150°，根据实验数据，效果最好的为45°和150°两个模型。斜槽中心线与机翼边缘之间的距离为12mm。
如图4为本发明中新型机翼升力系数-迎角变化曲线示意图。为本发明采用不同角度斜槽设计的新型机翼与普通矩形翼在风洞实验下的升力系数曲线的对比。图中横坐标α为机翼迎角，表示机翼弦线与风洞来流速度方向的夹角；纵坐标CL为机翼模型的升力系数。90deg、 105deg、120deg、135deg、150deg分别表示斜槽方位角β的角度，baseline模型为普通矩形翼，
从图4可以看出，在小迎角下，各模型之间升力系数没有明显区别；在大迎角下，除90deg 方位角和135deg方位角的模型外，其他各个模型的升力系数均高于或不小于普通矩形翼。即带斜槽1的机翼2可以在一定程度上提高机翼2在大迎角下的气动性能。
如图5为本发明中新型机翼与普通矩形翼滚转角-迎角变化曲线示意图，为本发明所采用的新型机翼与普通矩形翼在风洞实验下滚转角-迎角结果的对比。横坐标α为迎角，纵坐标Φ表示滚转角。图中新型机翼2的斜槽1方位角β分别为30°、45°、60°、70°和90°。baseline 代表普通矩形翼模型。从图中可以看出，本发明设计的带斜槽1的新型机翼2模型均能起到抑制滚转的效果，其中，效果最好的是45°方位角模型，在大迎角下，可以将滚转角减小到0°附近。
如图6为本发明中新型机翼与普通矩形翼滚转角-迎角变化曲线示意图，为本发明所采用的新型机翼与普通矩形翼在风洞实验下滚转角-迎角结果的对比。横坐标α为迎角，纵坐标Φ表示滚转角。图中新型机翼2的斜槽1方位角β分别为105°、120°、135°和150°。baseline 代表普通矩形翼模型。从图中可以看出，所有本发明采用斜槽1的新型机翼2模型均能起到抑制滚转的效果，其中，效果最好的是150°方位角模型，在大迎角下，可以将滚转角减小到 0°附近。
如图7为采用45°斜槽方位角的新型机翼与普通矩形翼的滚转角-时间历程曲线示意图。图中横坐标为时间t，纵坐标为滚转角Φ。从图中可以看出，普通矩形翼的滚转角最大达到了 80°左右，且频率更高；采用45°斜槽1方位角的新型机翼2模型将滚转角降低到了0°附近，且一定程度上减小了滚转频率。

Claims (1)

1.一种使用斜槽引气机翼的微型无人机，包括机翼、动力系统和操纵舵面，所述的动力系统为一对螺旋桨发动机，包括两个对称安装的螺旋桨及电机驱动装置，直接安装在机翼前缘处；所述的操纵舵面包括一对在机翼尾缘处对称安装的副翼；所述机翼为传统矩形翼，在机翼两侧翼尖处加工有斜槽；其特征在于，所述的斜槽的宽度D在3mm～10mm之间，斜槽方位角β为45°或150°；斜槽中心线与机翼边缘之间的距离为12mm。
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