CN210653616U

CN210653616U - 一种高气动性能无人机

Info

Publication number: CN210653616U
Application number: CN201921224334.1U
Authority: CN
Inventors: 张海浪
Original assignee: Autel Robotics Co Ltd
Current assignee: Shenzhen Autel Intelligent Aviation Technology Co Ltd
Priority date: 2019-07-31
Filing date: 2019-07-31
Publication date: 2020-06-02
Anticipated expiration: 2029-07-31

Abstract

本实用新型公开了一种高气动性能无人机，该无人机包括机身、机翼和尾翼，机翼为两个，两个机翼对称的连接在机身的相对两侧上，尾翼为两个，两个机翼对称的连接在机身的尾部。尾翼的翼型与机翼的翼型相同，尾翼的翼型与机翼的翼型使用的雷诺数范围为10⁴到10⁵，尾翼及机翼的相对厚度的最大值为9％‑10％，相对弯度的最大值为4.2％‑5.2％。本实用新型的高气动性能无人机较好地保证了机翼的气动性能，在保证尾翼配平作用的同时使其具有较好地气动性能，从而增加了整个高气动性能无人机的航时以及航程。

Description

一种高气动性能无人机

技术领域

本实用新型涉及无人机设备技术领域，尤其涉及一种高气动性能无人机。

背景技术

无人机气动效率主要由机翼决定，同时机身和尾翼的设计也会影响无人机的性能。现有的无人机尾翼和机翼设计参数不合理，导致无人机的航时较短，航程较短。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提出一种高气动性能无人机，该高气动性能无人机的尾航时较长，航程较长。

为实现上述技术效果，该高气动性能无人机采用的技术方案如下：

一种高气动性能无人机，包括：机身；机翼，所述机翼为两个，两个所述机翼对称的连接在所述机身的相对两侧上；尾翼，所述尾翼为两个，两个所述机翼对称的连接在所述机身的尾部；其中：所述尾翼的翼型与所述机翼的翼型相同，所述尾翼的翼型与所述机翼的翼型使用的雷诺数范围为10⁴到10⁵，所述尾翼及所述机翼的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％。

在一些实施例中，所述机翼的最大厚度位置与其前缘的距离为L1，L1满足关系式：0.24≤L1/d1≤0.25；所述尾翼的最大厚度位置与其前缘的距离为L2，L2满足关系式：0.24≤L2/d2≤0.25；其中：d1为所述机翼的弦长，d2为所述尾翼的弦长。

在一些实施例中，所述机翼的最大弯度位置与其前缘的距离为h1，h1满足关系式：0.45≤h1/d1≤0.46；所述尾翼的最大弯度位置与其前缘的距离为h2，h2满足关系式：0.45≤h2/d2≤0.46；其中：d1为所述机翼的弦长，d2为所述尾翼的弦长。

在一些实施例中，所述机翼的展弦比为13-15，根梢比为1.05-1.15。

在一些实施例中，所述机翼的安装角为1.5°-2.5°，所述机翼的上反角为0.9°-1.1°。

在一些实施例中，所述机翼的平均气动弦长为165mm-175mm。

在一些实施例中，所述尾翼的平均气动弦长为100mm-120mm。

在一些实施例中，所述尾翼的安装角2.5°-3.5°，所述尾翼的上反角为0°。

在一些实施例中，所述尾翼的投影面积为799500mm²-800500mm²。

根据本实用新型的高气动性能无人机，由于其尾翼的翼型和机翼的翼型相同，且尾翼及机翼的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％，较好地保证了机翼的气动性能，在保证尾翼配平作用的同时使其具有较好地气动性能，从而增加了整个高气动性能无人机的航时以及航程。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

图1是本实用新型具体实施方式提供的高气动性能无人机的结构示意图。

图2是本实用新型的高气动性能无人机翼型与现有翼型的升力系数对攻角对比图。

图3是本实用新型的高气动性能无人机的翼型与现有翼型的升力系数对攻角对比图。

图4是本实用新型的高气动性能无人机与现有常见分级的航时和巡航速度的对比图。

附图标记：

1、机身；2、机翼；3、尾翼。

具体实施方式

为使本实用新型解决的技术问题、采用的技术方案和达到的技术效果更加清楚，下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。

下面参考图1描述本实用新型实施例的高气动性能无人机的具体结构。

如图1所示，本实用新型的高气动性能无人机包括机身1、机翼2和尾翼3，机翼2为两个，两个机翼2对称的连接在机身1的相对两侧上。尾翼3为两个，两个机翼2对称的连接在机身1的尾部。尾翼3的翼型与机翼2的翼型相同，尾翼3的翼型与机翼2的翼型使用的雷诺数范围为10⁴到10⁵，尾翼3及机翼2的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％。

可以理解的是，尾翼3和机翼2的翼型相同使得尾翼3在起到配平的作用的同时，兼顾气动性能，从而增加了整个高气动性能无人机的航时以及航程。

此外，翼型的相对厚度和相对弯度直接影响到尾翼3和机翼2的气动性能，当尾翼3及机翼2的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％时，尾翼3和机翼2的气动性能较好，如图2-图3所示，在相同攻角的情况下，本申请的翼型的升力系数与升阻比都高于现有技术的翼型，也就是说本实用新型的尾翼3和机翼2的翼型气动性能较高，并且根据图4可知，本申请的高气动性能无人机的航时大于现有技术的飞机。也就是说，采用上述翼型参数，提高了尾翼3和机翼2的翼型气动性能，延长了高气动性能无人机的航时。

本实用新型的高气动性能无人机，由于其尾翼3的翼型和机翼2的翼型相同，且尾翼3及机翼2的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％，较好地保证了机翼2的气动性能，在保证尾翼3配平作用的同时使其具有较好地气动性能，从而增加了整个高气动性能无人机的航时以及航程。

在一些实施例中，机翼2的最大厚度位置与其前缘的距离为L1，L1满足关系式：0.24≤L1/d1≤0.25；尾翼3的最大厚度位置与其前缘的距离为L2，L2满足关系式：0.24≤L2/d2≤0.25。其中：d1为机翼2的弦长，d2为尾翼3的弦长。根据翼型设计原理，翼型的最大厚度位置直接影响其受到的阻力，当机翼2的最大厚度位于距其前缘的举例为24％-25％的机翼2的弦长时，机翼2受到的阻力较小。当尾翼3的最大厚度位于距其前缘的举例为24％-25％的尾翼3的弦长时，尾翼3受到的阻力较小。也就是说当机翼2的最大厚度位置和尾翼3的最大厚度位置满足上述条件时，整个高气动性能无人机受到的阻力较小，从而增加了整个高气动性能无人机的航时以及航程。

在一些实施例中，机翼2的最大弯度位置与其前缘的距离为h1，h1满足关系式：0.45≤h1/d1≤0.46；尾翼3的最大弯度位置与其前缘的距离为h2，h2满足关系式：0.45≤h2/d2≤0.46。其中：d1为机翼2的弦长，d2为尾翼3的弦长。

根据翼型设计原理，翼型的最大弯度位置直接影响其受到的阻力，当机翼2的最大弯度位于距其前缘的比例为45％-46％的机翼2的弦长时，机翼2受到的阻力较小。当尾翼3的最大弯度位于距其前缘的比例为45％-46％的尾翼3的弦长时，尾翼3受到的阻力较小。也就是说当机翼2的最大弯度位置和尾翼3的最大弯度位置满足上述条件时，整个高气动性能无人机受到的阻力较小，从而增加了整个高气动性能无人机的航时以及航程。

在一些实施例中，机翼2的展弦比为13-15，根梢比为1.05-1.15。可以理解的是，机翼2的展弦比和根梢比直接影响到机翼2的升力系数和阻力大小。当机翼2的展弦比为13-15，根梢比为1.05-1.15时，机翼2受到的阻力较小，从而延长了高气动性能无人机的航程。

在一些实施例中，机翼2的安装角为1.5°-2.5°，机翼2的上反角为0.9°-1.1°。由此，可以较好地保证机翼2的气动性能，从而提高整个高气动性能无人机的气动效率。

在一些实施例中，机翼2的平均气动弦长为165mm-175mm。根据翼型设计原理，翼型的弦长直接影响到作用在翼型上的纵向气动力，当机翼2的平均气动弦长为165mm-175mm时，机翼2受到的纵向气动力较大，从而在一定程度上延长了高气动性能无人机的航时。

在一些实施例中，尾翼3的平均气动弦长为100mm-120mm。翼型的弦长直接影响到作用在翼型上的纵向气动力，当尾翼3的平均气动弦长为100mm-120mm时，机翼2受到的纵向气动力较大，从而在一定程度上延长了高气动性能无人机的航时。

在一些实施例中，尾翼3的安装角2.5°-3.5°，尾翼3的上反角为0°。尾翼3的上反角为0°，较好地保证了尾翼3的配平作用，使得高气动性能无人机在飞行过程中更加稳定。

在一些实施例中，尾翼3的投影面积为799500mm²-800500mm²。

实施例：

下面参考图1描述本实用新型一个具体实施例的高气动性能无人机。

如图1所示，本实施例的高气动性能无人机包括机身1、机翼2和尾翼3，机翼2为两个，两个机翼2对称的连接在机身1的相对两侧上。尾翼3为两个，两个机翼2对称的连接在机身1的尾部。尾翼3的翼型与机翼2的翼型相同，尾翼3的翼型与机翼2的翼型使用的雷诺数范围为10⁴到10⁵，尾翼3及机翼2的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％。

机翼2的最大厚度位置与其前缘的距离为L1，L1满足关系式：0.24≤L1/d1≤0.25；尾翼3的最大厚度位置与其前缘的距离为L2，L2满足关系式：0.24≤L2/d2≤0.25。，机翼2的最大弯度位置与其前缘的距离为h1，h1满足关系式：0.45≤h1/d1≤0.46；尾翼3的最大弯度位置与其前缘的距离为h2，h2满足关系式：0.45≤h2/d2≤0.46。机翼2的展弦比为13-15，根梢比为1.05-1.15。机翼2的安装角为1.5°-2.5°，机翼2的上反角为0.9°-1.1°。机翼2的平均气动弦长为165mm-175mm。尾翼3的平均气动弦长为100mm-120mm。尾翼3的安装角2.5°-3.5°，尾翼3的上反角为0°。尾翼3的投影面积为799500mm²-800500mm²。

在本说明书的描述中，参考术语“有些实施例”、“其他实施例”、等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上内容仅为本实用新型的较佳实施例，对于本领域的普通技术人员，依据本实用新型的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。

Claims

1.一种高气动性能无人机，其特征在于，包括：

机身；

机翼，所述机翼为两个，两个所述机翼对称的连接在所述机身的相对两侧上；

尾翼，所述尾翼为两个，两个所述机翼对称的连接在所述机身的尾部；其中：

所述尾翼的翼型与所述机翼的翼型相同，所述尾翼的翼型与所述机翼的翼型使用的雷诺数范围为10⁴到10⁵，所述尾翼及所述机翼的相对厚度的最大值为9％-10％，相对弯度的最大值为4.2％-5.2％。

2.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述机翼的最大厚度位置与其前缘的距离为L1，且L1满足关系式：0.24≤L1/d1≤0.25；

所述尾翼的最大厚度位置与其前缘的距离为L2，且L2满足关系式：0.24≤L2/d2≤0.25；其中：

d1为所述机翼的弦长，d2为所述尾翼的弦长。

3.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述机翼的最大弯度位置与其前缘的距离为h1，且h1满足关系式：0.45≤h1/d1≤0.46；

所述尾翼的最大弯度位置与其前缘的距离为h2，且h2满足关系式：0.45≤h2/d2≤0.46；其中：

d1为所述机翼的弦长，d2为所述尾翼的弦长。

4.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述机翼的展弦比为13-15，根梢比为1.05-1.15。

5.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述机翼的安装角为1.5°-2.5°，所述机翼的上反角为0.9°-1.1°。

6.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述机翼的平均气动弦长为165mm-175mm。

7.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述尾翼的平均气动弦长为100mm-120mm。

8.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述尾翼的安装角2.5°-3.5°，所述尾翼的上反角为0°。

9.根据权利要求1所述的高气动性能无人机，其特征在于，所述尾翼的投影面积为799500mm²-800500mm²。