無人機的機翼及無人機的制作方法

本公開一般涉及無人機領域，具體涉及一種無人機的機翼及無人機。

背景技術：

固定翼無人機在低速狀態下誘導阻力占總阻力的比重較大，而產生誘導阻力的直接原因是由于機翼下洗氣流引起。現有固定翼無人機產生的誘導阻力較大。

技術實現要素：

鑒于現有技術中的上述缺陷或不足，期望提供一種能夠減小誘導阻力的無人機的機翼，另外本發明還提供一種裝有該機翼的無人機。

本發明提供一種無人機的機翼，包括機翼及設置在機翼翼稍的小翼，所述小翼的前緣后掠角為40°-55°，所述小翼的后緣后掠角為18°-26°。

所述小翼的翼根弦長與翼稍弦長的長度比為2.0-3.0。

所述小翼的高度為100-200mm。

所述小翼的前緣后掠角為45°，所述小翼的后緣后掠角為22°。

所述小翼的翼根弦長與翼稍弦長的長度為2.6。

所述小翼的高度為150mm。

所述小翼的翼尖上反角為70°-90°。

所述小翼的翼尖向機翼內側扭轉角為4°-8°。

所述小翼的翼尖上反角為80°，所述小翼的翼尖向機翼內側扭轉角為6°。

本發明還提供一種無人機，包括上述的無人機的機翼。

本發明具有以下有益效果：

機翼的誘導阻力主要由翼尖下洗導致，通過計算翼尖下洗渦主要從翼尖后緣處拖出，因此本發明通過設置具備一定后掠角的翼稍小翼，有效減小誘導阻力的大小。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖所作的對非限制性實施例所作的詳細描述，本申請的其它特征、目的和優點將會變得更明顯：

圖1為本發明實施例提供的無人機的機翼的立體結構示意圖；

圖2為圖1的右視圖；

圖3為圖1的側視圖；

圖4為標示有翼尖上反角的機翼側視圖；

圖5為圖1的主視圖；

圖6為圖5中的局部放大圖；

圖7為本發明實施例提供的無小翼無人機與本發明有小翼無人機的機翼升力的對比圖；

圖8為本發明實施例提供的無小翼無人機與本發明有小翼無人機的機翼阻力的對比圖；

圖9為本發明實施例提供的無小翼無人機與本發明有小翼無人機的機翼升阻比的對比圖。

圖中：

1機翼，2小翼，3小翼前緣，4水平面的夾角，5小翼后緣，6豎直面，7翼根弦長，8翼稍弦長，a前緣后掠角，b后緣后掠角，c翼尖上反角，d翼尖向機翼內側扭轉角，H高度。

具體實施方式

下面結合附圖和實施例對本申請作進一步的詳細說明。可以理解的是，此處所描述的具體實施例僅僅用于解釋相關發明，而非對該發明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與發明相關的部分。

需要說明的是，在不沖突的情況下，本申請中的實施例及實施例中的特征可以相互組合。下面將參考附圖并結合實施例來詳細說明本申請。

請參考圖1、圖2和圖3，一種無人機的機翼，包括機翼1及設置在機翼翼稍的小翼2，小翼2的前緣后掠角a為40°-55°，小翼2的后緣后掠角b為18°-26°。

參見圖1，優選地，小翼2的前緣后掠角a為45°，小翼2的后緣后掠角b為22°。前緣后掠角為小翼前緣3與水平面4的夾角；后緣后掠角為小翼后緣5與豎直面6的夾角。

本發明通過設置一定角度的前緣后掠角和后緣后掠角，從而減小機翼下洗的影響，達到降低誘導阻力的效果。

優選地，小翼2的翼根弦長7與翼稍弦長8的長度比為2.0-3.0。更優選的翼根弦長7與翼稍弦長8的長度比為2.6。

優選地，小翼2的高度H為100-200mm。更優選的高度H為150mm。

參見圖4、圖5和圖6，本實施例在上述實施例的基礎上，小翼2的翼尖上反角c為70°-90°。優選的翼尖上反角c為80°。

優選地，小翼2的翼尖向機翼內側扭轉角d為4°-8°。

本發明通過增加一定扭轉角，使得機翼翼稍的小翼在飛行前向產生一定力的分量，從而產生一定的推進效果。

本發明翼尖上反角c優選為80°，翼尖向機翼內側扭轉角d優選為6°，保證小翼在減小誘導阻力的同時產生向前的推力分量。

參見圖7、圖8和圖9，通過CFD(computational fluid dynamics，計算流體動力學)仿真模擬分析數據可以得到，在加入翼稍小翼時機翼升阻比大大提高，在巡航階段(0迎角時)由16.609增加到19.308，效率增加16.2％。此時機翼升力增大10％，阻力減小5.4％。

以上描述僅為本申請的較佳實施例以及對所運用技術原理的說明。本領域技術人員應當理解，本申請中所涉及的發明范圍，并不限于上述技術特征的特定組合而成的技術方案，同時也應涵蓋在不脫離所述發明構思的情況下，由上述技術特征或其等同特征進行任意組合而形成的其它技術方案。例如上述特征與本申請中公開的(但不限于)具有類似功能的技術特征進行互相替換而形成的技術方案。