CN212709960U

CN212709960U - 一种固定翼无人机

Info

Publication number: CN212709960U
Application number: CN202021732018.8U
Authority: CN
Inventors: 赵贺伟; 李蕊; 梁勇; 杨秀霞; 贺英政
Original assignee: Naval Aeronautical University
Current assignee: Naval Aeronautical University
Priority date: 2020-08-19
Filing date: 2020-08-19
Publication date: 2021-03-16
Anticipated expiration: 2030-08-19

Abstract

本实用新型涉及一种固定翼无人机。该固定翼无人机中机翼的上缘与机身的上缘平行，机翼的根部前端与机身的前端之间的距离为25cm；机翼包括主机翼和副机翼；水平尾翼位于机翼后方，水平尾翼与机身通过材料相同的空心细杆连接，垂直尾翼位于水平尾翼上方；控制系统位于机身内部的中部位置；伺服系统位于机身内部的后部位置；动力装置位于机身内部的前部位置；螺旋桨位于机身前沿，采用电机为螺旋桨提供动力；起落架位于机身下方；固定翼无人机的翼展长度为1.74m，机身长度为0.6m，有效负荷为3kg，最大巡航速度为25m/s，巡航时间为1800s，最大飞行高度为50m。本实用新型的固定翼无人机可以满足起飞、巡航、着舰或着陆的控制研究要求。

Description

一种固定翼无人机

技术领域

本实用新型涉及无人机设计领域，特别是涉及一种固定翼无人机。

背景技术

固定翼无人机是指机翼位置、后掠角等参数固定不变的无人机。现有的固定翼无人机体积偏大，不适合进行着陆或着舰控制领域的研究。因此，亟需一种满足起飞、巡航、着舰或着陆的控制研究要求的固定翼无人机。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种固定翼无人机，以满足起飞、巡航、着舰或着陆的控制研究要求。

为实现上述目的，本实用新型提供了如下方案：

一种固定翼无人机，包括：机身、机翼、垂直尾翼、水平尾翼、起落架、控制系统、伺服系统、动力装置和螺旋桨；

所述机翼的上缘与所述机身的上缘平行，所述机翼的根部前端与所述机身的前端之间的距离为25cm；所述机翼包括主机翼和副机翼；所述水平尾翼位于所述机翼后方，所述水平尾翼与所述机身通过材料相同的空心细杆连接，所述垂直尾翼位于所述水平尾翼上方；所述控制系统位于所述机身内部的中部位置；所述伺服系统位于所述机身内部的后部位置；所述动力装置位于所述机身内部的前部位置；所述螺旋桨位于所述机身前沿，采用电机为所述螺旋桨提供动力；所述起落架位于机身下方；

所述固定翼无人机的翼展长度为1.74m，机身长度为0.6m，有效负荷为3kg，最大巡航速度为25m/s，巡航时间为1800s，最大飞行高度为50m。

可选的，所述固定翼无人机的起飞重量为8kg，机翼面积为0.47m²，发动机海平面静推力为2.4kg。

可选的，所述主机翼为悬臂式平直梯形机翼；所述主机翼的翼展长度为1.74m，翼根弦长为0.297m，翼梢弦长为0.238m。

可选的，所述副机翼总面积为0.02m²，单个副翼弦长为0.04m，单个副翼展长为0.44m。

可选的，所述主机翼的翼型为CLARK Y，所述垂直尾翼的翼型为NACA006。

可选的，所述机身的截面为矩形，且机身上盖可拆卸；所述机身的长度为0.6m，高度为0.2m，宽度为0.2m。

可选的，所述水平尾翼的展长为0.76m，根弦长为0.22m，梢弦长为0.12m。

可选的，所述垂直尾翼的展长为0.25m，根弦长为0.172m，梢弦长为0.123m。

可选的，所述起落架的重心高度为0.3m，着地角为15度，前后轮距为0.24m，前轮到重心投影距离为0.15m，主轮距为0.45m。

根据本实用新型提供的具体实施例，本实用新型公开了以下技术效果：

(1)本实用新型的固定翼无人机具有较好的升阻比，有利于飞行控制的试验与验证，有利于着陆或着舰控制的研究；

(2)本实用新型的固定翼无人机具有具有纵向静稳定性，横向静稳定性，航向静稳定性，满足起飞、巡航、着舰或着陆的控制研究要求。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实用新型固定翼无人机的结构示意图；

图2为本实用新型主机翼投影图；

图3为本实用新型水平尾翼投影图；

图4为本实用新型垂直尾翼投影图；

图5为本实用新型起落架的侧视角度示意图；

图6为本实用新型起落架的俯视角度示意图；

图7为本实用新型固定翼无人机的总体模型涡格图；

图8为本实用新型固定翼无人机展向载荷分布图；

图9为本实用新型固定翼无人机在攻角和侧滑角均为0时的飞行参数图；

图10为本实用新型固定翼无人机在攻角为0、侧滑角为-7°时的飞行参数图；

图11为本实用新型固定翼无人机的升力系数曲线图；

图12为本实用新型固定翼无人机的阻力系数曲线图；

图13为本实用新型固定翼无人机俯仰力矩系数曲线图；

图14为本实用新型固定翼无人机的极曲线图；

图15为本实用新型固定翼无人机的升阻比曲线图；

图16为本实用新型固定翼无人机俯仰力矩系数与升力系数的关系曲线图；

图17为本实用新型固定翼无人机的滚转力矩特性曲线图；

图18为本实用新型固定翼无人机的偏航力矩特性曲线图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

为使本实用新型的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步详细的说明。

图1为本实用新型固定翼无人机的结构示意图。如图1所示，本实用新型固定翼无人机包括：机身1、机翼、水平尾翼4、垂直尾翼5、起落架、控制系统、伺服系统、动力装置和螺旋桨6。

无人机的气动布局包括常规布局、飞翼布局以及鸭式布局等，常规布局的水平尾翼位于机翼之后，技术比较成熟，稳定性比较好，应用范围广泛。本实用新型固定翼无人机采用常规的布局方式，即水平尾翼4位于机翼后方，结构上采用单尾梁的形式；动力方面螺旋桨6采用拉进式螺旋桨，布置在无人机的机头位置，采用电机为螺旋桨6提供动力。具体的，所述机翼的上缘与所述机身1的上缘平行，所述机翼的根部前端位于距离所述机身1的前端25cm位置处。所述机翼包括主机翼2和副机翼3，所述水平尾翼4位于所述机翼后方，所述水平尾翼4与所述机身1通过材料相同的空心细杆连接，所述垂直尾翼5位于所述水平尾翼4上方，且两者垂直；所述控制系统位于所述机身1内部的中部位置；所述伺服系统位于所述机身1内部的后部位置；所述动力装置位于所述机身1内部的前部位置；所述螺旋桨6位于所述机身1前沿，采用电机为螺旋桨6提供动力；所述起落架位于机身1下方。本实用新型固定翼无人机的设计要求如表1所示：

表1本实用新型固定翼无人机的设计指标

参数	指标要求	单位
			翼展长度	1.74	m
机身长度	0.6	m
			有效载荷	3	kg
最大巡航速度	25	m/s
			巡航时间	1800	s
飞行高度	<50	m

固定翼无人机初步设计阶段有最主要的三个参数，即：无人机的起飞重量，W(kg)；无人机的机翼面积，S(m²)；发动机海平面静推力，T₀(daN)。通过上述三个参数可得两个相对参数，分别为翼载荷W/S(kg/m²)，以及推重比T/W。根据已有的设计经验和《飞机设计手册》提供设计方案来确定翼载荷和推重比两个相对参数，即翼载荷为16.7kg/m²，推重比为0.3。

无人机的起飞重量满足：

W＝W_z+W_k (1)

W_z为有效载荷，W_k为空机重量，空机重量系数W_k/W一般选取在0.3～0.7之间，本实用新型固定翼无人机选取为0.6。

起飞重量估算方程为：

根据起飞重量估算方程可得本实用新型固定翼无人机的起飞重量为8kg，根据翼载荷可得机翼面积约为0.47m²，根据推重比可计算出所需的推力约为2.4kg。

本实用新型固定翼无人机的动力系统选用无刷电机配合螺旋桨的形式，根据计算得到推力至少为2.4kg，考虑动力装置的裕度系数为2，则所需发动机的推力至少为4.8kg左右，即4.8daN。到此，无人机的起飞重量、机翼面积、发动机海平面静推力已基本确定。

本实用新型固定翼无人机采用悬臂式平直梯形机翼，该机翼具有较好的亚音速机动性能和着陆性能，并且具有较高的升阻比和航程，安装角度为5度，梯形比为0.8。机翼的气动特性受到机翼几何参数的影响，包括机翼面积S、展弦比λ、根梢比η等。例如，展弦比的变化将影响气动导数、升阻比、机翼根部弯矩等特性。本实用新型固定翼无人机的展弦比为6.5，根据翼展面积0.47m²，可以算得机翼平均弦长c_e＝0.268m，翼展为b＝1.74m。亚音速飞行的无人机，机翼诱导阻力与根梢比η有关系，因此根梢比η必须合适，根据前人设计经验，根梢比设计为η＝1.25，则根据机翼平均弦长c_e＝0.268m可以计算出主机翼的翼根弦长为c_a＝0.297m，翼梢弦长为c_b＝0.238m，因此可以得到主机翼的外形如图2所示。

本实用新型固定翼无人机的滚转运动依靠副翼来完成，且副翼只提供差动完成无人机的滚转。副翼的设计根据《飞机设计手册》中提供的方法来完成。

本实用新型中

则副翼总面积为S_副＝0.02m²；

本实用新型中

则单个副翼弦长c_副＝0.04m；

本实用新型中

则单个副翼展长b_副＝0.44m；

副翼的舵偏δ_a满足-28°≤δ_a≤28°。

机身内部需要装载动力装置、飞控系统以及传感器等设备，机身内部空间需要足够大，但是机身过大也会导致机身表面积过大，从而导致无人机飞行摩擦阻力增加，同时也会增加机身重量，所以机身设计根据内部装载需求设置，本实用新型中机身截面为矩形并接近圆形，机身上盖可拆卸。机身的尺寸为：长0.6m，高0.2m，宽0.2m。

水平尾翼由水平安定面和俯仰舵面组成，起到水平稳定和俯仰操纵的作用，表征其性能的参数为平尾容量，即

式中A_p为平尾容量，S_P为平尾面积，L_P为平尾力臂，S为机翼面积，ce为机翼的平均气动弦长。当平尾容量A_p一定时，平尾面积与平尾力臂成反比，当平尾面积越大而平尾力臂越短时，则控制效率会越高。考虑前人设计经验以及参考《飞机设计手册》，平尾容量选择为0.6，平尾力臂设计为0.55m，则可以计算出平尾面积S_P＝0.13m²，飞机水平尾翼的展弦比一般为3～5，本实用新型固定翼无人机水平尾翼的展弦比为4.5，考虑近似长方形水平尾翼制作加工容易实现，则可以计算出水平尾翼的展长为0.76m，平均弦长为0.17m，根弦长为0.22m，梢弦长0.12m，可得水平尾翼的投影如图3所示。

垂直尾翼由垂直安定面和方向舵面组成，起到航向稳定和操纵的作用。垂直尾翼过大会使无人机的航向的稳定性变差，过小会导弹航向操纵性不足。与水平尾翼类似，垂直尾翼的容量计算公式为

式中A_c为垂尾容量，S_c为垂尾面积，L_c为垂尾力臂，S为机翼面积，ce为机翼的平均气动弦长。本实用新型设定垂尾容量为0.05，估算垂尾力臂为0.17m，则可以计算出垂尾面积为0.037m²，垂直尾翼翼展长为0.25m，则可得垂直尾翼的平均气动弦长为0.148m，则垂直尾翼的根弦长为0.172m，梢弦长为0.123m。可得垂直尾翼的投影图如图4所示。

无人机翼型对无人机的气动特性及气动效率有较大的影响，在翼型的选择上主要考虑翼型的升力系数、阻力系数和升阻比等气动特性，这对无人机的飞行控制有着较大的影响。首先根据设计需求计算机翼的雷诺数。

雷诺数计算公式如下：

式中ρ＝1.225kg/m³为空气密度，V为空气流速，D平均气动弦长，u＝1.79×10^-5N·s/m²为空气粘度，空气流速选择为巡航速度V＝10m/s，平均气动弦长D＝0.268m，则雷诺数计算为183000。在雷诺数为183000的情况下，对备选的两种翼型CLARKY以及NACA2418利用Profili软件进行分析。经过分析可知，翼型CLARKY与NACA2418相比，升力系数、升阻比存在着较大的优势，因此本实用新型固定翼无人机的主机翼的翼型采用CLARKY，水平尾翼的翼型采用NACA006对称翼型。

无人机起落架的设计对无人机的起降有较大的影响，尤其是无人机在进行着陆或者着舰时，起落架起动较大的作用。本实用新型固定翼无人机采用前三点式起落架，该形式的起落架结构简单、稳定性好、着陆距离短，尤其是对于无人机着舰有着较大的优势，方便尾钩的设置。该型起落架需要设计的参数包括主轮距c、前后轮距b、前轮到重心投影距离a、重心高度h、着地角

等五个主要参数。具体的，本实用新型起落架的参数为：

1.重心的高度h＝0.3m；

2.着地角

3.前后轮距b取决于机身的长度，一般为b＝0.4L＝0.24m；

4.前轮到重心投影距离a＝0.15m；

5.主轮距c一般是翼展的1/4到1/3，本实用新型为0.45m。

根据上述参数设计，起落架如图5和图6所示。

本实用新型固定翼无人机设计完成后，利用AVL(Athena Vortex Lattice)软件对固定翼无人机的升阻特性、俯仰力矩系数等随着系统状态的变化规律进行计算和分析。具体过程如下：

1.总体编程

根据本实用新型固定翼无人机的总体结构，确定空间中各截面的坐标位置，在巡航状态下，飞行攻角为0度，利用AVL绘制本实用新型固定翼无人机的总体模型，如图7所示。

在巡航状态下，本实用新型固定翼无人机展向载荷分布如图8所示。在巡航状态下，本实用新型固定翼无人机飞行参数如图9和图10所示，图9为本实用新型固定翼无人机在攻角和侧滑角均为0时的飞行参数图，图10为本实用新型固定翼无人机在攻角为0、侧滑角为-7°时的飞行参数图。

2.气动升阻特性分析

在相同来流速度条件下，改变飞行攻角，利用AVL计算升力系数C_L、阻力系数C_D、俯仰力矩系数C_m，如表2所示：

表2不同攻角时的气动参数

利用AVL在不同攻角时计算出了升力系数C_L、阻力系数C_D、俯仰力矩系数C_m，利用Matlab软件对数据进行拟合，可得到图11～图15，图11为本实用新型固定翼无人机的升力系数曲线图，图12为本实用新型固定翼无人机的阻力系数曲线图，图13为本实用新型固定翼无人机俯仰力矩系数曲线图，图14为本实用新型固定翼无人机的极曲线图，图15为本实用新型固定翼无人机的升阻比曲线图。从图11-图15中可以看出，升力系数随着攻角的增加线性增加，阻力系数在小攻角情况下增加较为缓慢，但是当攻角大于6时增加较为迅速，从升阻比曲线图中可以看出，主机翼采用的CLARKY翼型，升阻比在攻角为2°左右达到最大值17左右，当攻角大于5°时升阻比下降较快。

3.静稳定性分析

无人机的稳定性分为静稳定性和动态稳定性，静稳定性是指系统的状态能够具有恢复到平衡位置的趋势，动态稳定性是指系统的状态收敛到平衡位置的能力，此处对本实用新型固定翼无人机的静稳定性进行分析，包括纵向静稳定性、横向静稳定性和航向静稳定性。

(1)纵向静稳定性分析

无人机的纵向静稳定性取决于重心和焦点的相对位置，然而在前期的设计中并没有考虑重量的分布，所以很难精确地确定重心位置，该处通过气动计算确定焦点，再通过静稳定裕度确定重心位置。其中焦点坐标的计算公式为

上式中c_e＝0.268m为平均气动弦长，x₀为参考点坐标，一般选在原点，x_ac为焦点坐标。根据俯仰力矩系数与升力系数关系曲线可以得到

则可以计算出焦点位置为x_ac＝0.41m。选择纵向静稳定裕度为5％，则重心位置为0.3895，基本上可以确定重心位置位于机体的中心位置，这与本实用新型总体设计思路基本一致。通过图16可以看出本实用新型俯仰力矩系数与升力系数的关系曲线斜率为负，即

所以本实用新型固定翼无人机具有纵向静稳定性。

(2)滚转静稳定性

为了分析无人机的滚转静稳定性和航向静稳定性，需要得到滚转力矩系数对侧滑角的导数以及偏航力矩系数对侧滑角的导数，因此利用AVL软件计算得到在相同来流条件下，巡航状态下不同侧滑角对于的滚转力矩系数和偏航力矩系数值，如表3所示，利用Matlab软件对数据进行拟合可以得到图17和图18。

表3不同侧滑角时的气动参数

通过图17可以看出，当出现负的侧滑角，即β＜0时会产生正的滚转力矩。假设飞机受到气流的影响出现逆时针滚转，则在升力和重力的共同作用下会出现向左侧滑，即侧滑角β＜0，根据图17可以确定，本实用新型固定翼无人机可以产生正的滚转力矩，即可使飞机具有顺时针滚转的趋势，则飞机具有横向静稳定性，可以用

表示。

(3)航向静稳定性

根据图18可以看出

则可以分析出无人机具有航向静稳定性。假设飞机受到干扰出现了向右侧滑，即侧滑角β＞0，通过图18可知能够产生正的偏航力矩，可以使机头逆时针旋转，减小侧滑角β＞0产生的影响。当干扰使侧滑角出现左侧滑时，即侧滑角β＜0，根据图18可知本实用新型固定翼无人机能够产生负的偏航力矩，使机身具有顺时针的旋转趋势，可以消除侧滑角产生的影响，因此无人机具有航向静稳定性。

基于上述分析可以得到：

(1)本实用新型固定翼无人机具有较好的升阻比，有利于飞行控制的试验与验证，有利于着陆或着舰控制的研究；

(2)本实用新型固定翼无人机具有具有纵向静稳定性，横向静稳定性，航向静稳定性；

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，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。综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。

Claims

1.一种固定翼无人机，其特征在于，包括：机身、机翼、垂直尾翼、水平尾翼、起落架、控制系统、伺服系统、动力装置和螺旋桨；

2.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述固定翼无人机的起飞重量为8kg，机翼面积为0.47m²，发动机海平面静推力为2.4kg。

3.根据权利要求2所述的固定翼无人机，其特征在于，所述主机翼为悬臂式平直梯形机翼；所述主机翼的翼展长度为1.74m，翼根弦长为0.297m，翼梢弦长为0.238m。

4.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述副机翼总面积为0.02m²，单个副翼弦长为0.04m，单个副翼展长为0.44m。

5.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述主机翼的翼型为CLARKY，所述垂直尾翼的翼型为NACA006。

6.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述机身的截面为矩形，且机身上盖可拆卸；所述机身的长度为0.6m，高度为0.2m，宽度为0.2m。

7.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述水平尾翼的展长为0.76m，根弦长为0.22m，梢弦长为0.12m。

8.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述垂直尾翼的展长为0.25m，根弦长为0.172m，梢弦长为0.123m。

9.根据权利要求1所述的固定翼无人机，其特征在于，所述起落架的重心高度为0.3m，着地角为15度，前后轮距为0.24m，前轮到重心投影距离为0.15m，主轮距为0.45m。