專利名稱：翼身融合體微型飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本實用新型涉及飛行器領(lǐng)域，更具體地說，本實用新型涉及一種微型飛行器。
背景技術(shù)：
自從1992年美國提出“微型飛行器”的概念以來，微型飛行器因為具有特殊用途而倍受關(guān)注。一些國家投入了專項經(jīng)費(fèi)，研制翼展一米以下乃至150毫米以下的飛行器，并取得了相當(dāng)?shù)某晒?。微型飛行器的特征為飛行器尺寸6～100厘米，重量10～500克，巡航速度30～70千米/小時，續(xù)航時間20～100分鐘，活動半徑1～10千米。飛行器執(zhí)行的任務(wù)包括空中偵察、目標(biāo)指示，通信中繼等。微型飛行器具有以下主要特征1、外形尺寸小，飛行雷諾數(shù)低。微型飛行器的翼展小于一米，平均空氣動力弦長僅幾厘米到十幾厘米，在MAV的整個飛行包線中，飛行器的雷諾數(shù)都處在20000——100000的范圍內(nèi)，比常規(guī)飛行器低兩個數(shù)量級。低雷諾數(shù)降低了飛機(jī)升阻比，使阻力系數(shù)增大，因此微型飛行器的氣動設(shè)計與傳統(tǒng)飛行器有很大區(qū)別。
2、重量輕，慣性小，易受擾動。微型飛行器的飛行重量為數(shù)十克至幾百克，與傳統(tǒng)飛機(jī)的幾百公斤至數(shù)十噸相距甚遠(yuǎn)。微型飛行器的翼載荷很低，慣性幾乎不存在，相比起來其工作環(huán)境更類似于小鳥和大昆蟲，所以為保證良好的飛行性能，必須采取特殊的設(shè)計。
傳統(tǒng)的飛行器一般由機(jī)翼11、機(jī)身12、垂直安定面(包括水平尾翼13和垂直尾翼14)組成，并由升降舵15、方向舵16和副翼17三組舵面來分別控制飛機(jī)的俯仰、偏航和橫側(cè)三軸運(yùn)動，見圖1?，F(xiàn)有的微型飛行器一般是具有如圖1所示的結(jié)構(gòu)，并按比例縮小，這種結(jié)構(gòu)存在以下問題1)升力面積不足，如果按照比例將常規(guī)飛機(jī)縮小，在嚴(yán)格的尺寸限制下(翼展小于40厘米)，這種方式的機(jī)翼面積將很難提供必要的升力；2)機(jī)身容量不足，同前文所述，常規(guī)飛行器多采用細(xì)長機(jī)身設(shè)計，當(dāng)尺寸縮小后，其容量按長度的三次方降低，難于滿足安裝各種類型控制與任務(wù)設(shè)備；3)舵面操縱力矩不足。微型飛行器自身安定性差，對于操縱性能的要求高于普通飛機(jī)。傳統(tǒng)的設(shè)計中舵面的面積非常小，無法產(chǎn)生足夠的操縱力矩，無法滿足微型飛行器對于操縱性的要求。進(jìn)一步傳統(tǒng)飛機(jī)采用升降舵、方向舵和副翼三組舵面來分別控制飛機(jī)的俯仰、偏航和橫側(cè)三軸運(yùn)動，而這種方式對于微型飛行器過于復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
本實用新型的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的缺點和不足，提供一種新的微型飛行器的外形結(jié)構(gòu)，改進(jìn)微型飛行器的氣動特性。
為了實現(xiàn)上述目的，本實用新型提供一種翼身融合體微型飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、垂直安定面、舵面和螺旋槳；所述機(jī)身和機(jī)翼一體成形為一個扁平狀的機(jī)體，所述機(jī)體沿一與飛行方向平行的中軸線對稱；所述機(jī)體具有上表面、下表面，位于機(jī)體前端的前緣、位于機(jī)體后端的后緣，以及兩個位于機(jī)體兩側(cè)的翼尖。
所述機(jī)體后掠，所述機(jī)體的四分之一弦線后掠角在10度～25度之間。所述機(jī)體的翼尖與中軸線平行。所述機(jī)體的根梢比范圍在1.2～2.5之間。所述機(jī)體的展弦比在1.2～2.2之間。
所述機(jī)體的縱剖面呈流線型的翼剖面形狀。
所述舵面包括兩個對稱設(shè)置在所述機(jī)體后緣的升降副翼，所述升降副翼可沿所述機(jī)體后緣偏轉(zhuǎn)。
所述垂直安定面包括兩個在所述兩個翼尖處分別設(shè)置的垂直尾翼，所述垂直尾翼從翼尖開始垂直于機(jī)體上表面向上延伸；設(shè)置在所述機(jī)體的下表面中軸線上的一腹鰭，所述腹鰭垂直于機(jī)體的下表面并向下延伸。
所述翼尖為四十五度斜切式翼尖。
所述機(jī)體內(nèi)含有一空腔，用于布置飛行器的載荷。
本實用新型的優(yōu)點在于1)將傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼融為一體，形成一個整體成形的機(jī)體。該機(jī)體將機(jī)身和機(jī)翼的功能結(jié)合起來，機(jī)體不僅產(chǎn)生升力，同時提供任務(wù)載荷空間。這種設(shè)計不僅在允許的外形尺寸限制下得到了盡量大的機(jī)翼面積，保證能夠有效的產(chǎn)生足夠的升力，而且體積容量積也較大，有利于安排各種機(jī)載設(shè)備。
2)機(jī)體的平面形狀呈現(xiàn)后掠梯形翼，這種形狀可以盡量提高微型飛行器的升阻比，還可以將機(jī)體的焦點的位置后移，滿足縱向力矩配平要求，以便減輕微型飛行器頭部的配重。
3)采用升降副翼來控制飛行器的三軸運(yùn)動，簡化了傳統(tǒng)飛行器的舵面設(shè)計。
4)采用翼尖雙垂尾結(jié)合腹鰭模式的垂直安定面，該設(shè)計提供了航向安定性，降低了機(jī)翼產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力。而且利用這種設(shè)計，可以大大減小垂直尾翼的面積，進(jìn)一步降低飛行器的外形尺寸。


圖1是傳統(tǒng)飛行器的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2(a)是本實用新型的翼身融合體微型飛行器的立體結(jié)構(gòu)示意圖；圖2(b)是圖2(a)的微型飛行器沿箭頭A方向的側(cè)視圖；圖2(c)是圖2(a)的微型飛行器沿箭頭B方向的俯視圖；圖2(d)是圖2(a)的微型飛行器沿箭頭C方向的后視圖；圖3是從圖2(c)中沿E-E線提取的機(jī)體剖面圖；圖4是本實用新型的翼身融合體微型飛行器的機(jī)體平面形狀示意圖。
具體實施方式
以下結(jié)合附圖和具體實施方式
對本實用新型作進(jìn)一步詳細(xì)描述。
結(jié)合圖2(a)～圖2(d)所示，本實用新型的翼身融合體微型飛行器包括機(jī)體20、兩個升降副翼31和32、兩個垂直尾翼41和42和一個腹鰭50，以及螺旋槳60。
在本實用新型中，在飛行器的氣動設(shè)計上采用了翼身融合體概念。與圖1相比，圖2(a)中的飛行器在外形上沒有傳統(tǒng)的細(xì)長的機(jī)翼與機(jī)身的區(qū)別，而是將機(jī)翼與機(jī)身整體成形為一個扁平狀的機(jī)體20。該機(jī)體10為軸對稱形狀，在圖2(c)中看得更清楚，機(jī)體20沿中軸70對稱，中軸70沿著飛行器的飛行方向(箭頭D所示方向)，且中軸70將機(jī)體20分為了左半機(jī)體21和右半機(jī)體22兩部分。雖然在本實用新型中沒有了傳統(tǒng)的機(jī)翼和機(jī)身的區(qū)別，但是從圖2(a)～圖2(d)可看出，組成本實用新型機(jī)體10的左半機(jī)體21和右半機(jī)體22仍然起到了傳統(tǒng)飛行器設(shè)計中機(jī)翼的功能，因此在下面的描述中，我們會借用一些傳統(tǒng)飛行器設(shè)計中描述機(jī)翼的術(shù)語來描述本實用新型中的機(jī)體，例如在下文中會出現(xiàn)的前緣、后緣、翼尖、展弦比和根稍比等術(shù)語，這對于飛行器設(shè)計領(lǐng)域的技術(shù)人員來說是很容易理解的。
機(jī)體20沿飛行方向的剖面具有如圖3所示的流線型翼剖面形狀，圖3是從圖2(c)中沿E-E線提取的機(jī)體剖面圖。這樣的機(jī)體剖面可以有效地產(chǎn)生升力，并盡量減小飛行時的阻力。
為最大限度的發(fā)揮翼身融合體這種設(shè)計方式的優(yōu)勢，滿足飛行器設(shè)計要求，機(jī)體20帶有一定的后掠角。如圖2(c)所示，機(jī)體20的前緣被中軸70分為左半機(jī)體前緣23和右半機(jī)體前緣24，兩個半機(jī)體的前緣23和24分別沿中軸70后掠。機(jī)體的后掠在圖4中看的更清楚，圖4示出了在一般情況下本實用新型的飛行器的機(jī)體平面形狀，機(jī)體的1/4弦線S沿水平方向(圖中虛線所示)后掠，用角α表示，后掠角α的優(yōu)選取值范圍為10度至25度。
機(jī)體20左右兩端的翼尖27和28均平行于機(jī)體的中軸線70，而機(jī)體20的后緣被中軸70分為左半機(jī)體后緣25和右半機(jī)體后緣26。這樣，從前面的描述以及參見圖2(c)可知，左半機(jī)體21和右半機(jī)體22的平面形狀形成為梯形，從而形成后掠梯形翼。特別是在圖2(a)～圖2(d)中，機(jī)體20的后緣平直，這樣，左半機(jī)體21和右半機(jī)體22的平面形狀就形成為直角梯形。圖2(a)～圖2(d)只是本實用新型的一個特例，圖4示出了在一般情況下本實用新型的飛行器機(jī)體的平面形狀。在圖4中，機(jī)體的展弦比λ＝2L/(b0+b1)，展弦比λ的優(yōu)選范圍在1.2～2.2之間，而根梢比γ＝b0/b1，根梢比γ的優(yōu)選范圍在1.2～2.5之間。經(jīng)空氣動力學(xué)優(yōu)化計算，這種平面形狀可以明顯提高微型飛行器的升阻比，達(dá)到了較高的氣動效率。
從空氣動力學(xué)的角度出發(fā)，本實用新型呈后掠梯形翼的機(jī)體的誘導(dǎo)阻力比矩形機(jī)翼減小70％以上，在小展弦比機(jī)翼的情況下這種特點更加重要。而采用后掠的梯形機(jī)翼可以將焦點的位置后移，滿足縱向力矩配平要求，以便減輕微型飛行器頭部的重量。
如圖2(c)所示，在本實用新型的微型飛行器上，采用升降副翼31和32作為飛行器的舵面，以便控制飛行器的三軸運(yùn)動。升降副翼31鉸接在左半機(jī)體21的后緣25處，可以后緣25為軸轉(zhuǎn)動；相對稱地，升降副翼32鉸接在右半機(jī)體22的后緣26處，可以后緣26為軸轉(zhuǎn)動。升降副翼25和26為長方形舵面，其長度為半翼展，即圖4中的翼展L的一半，寬度為圖4中的平均空氣動力弦長ba的10％～20％，其中ba＝(b0+b1)/2。當(dāng)升降副翼31和32同向偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生俯仰力矩，控制飛行器俯仰方向運(yùn)動；當(dāng)升降副翼31和32反向差動偏轉(zhuǎn)時，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，同時控制飛行器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動與偏航運(yùn)動。當(dāng)升降副翼31和32疊加了同向與差動的偏轉(zhuǎn)時，既可有效控制微型飛行器的三維空間飛行運(yùn)動。
由于本實用新型的翼身融合體的微型飛行器沒有傳統(tǒng)的機(jī)身，所以垂直安定面的位置形狀也與傳統(tǒng)飛機(jī)不同。在本實用新型的微型飛行器上，垂直安定面包括兩個垂直尾翼41、42，最好還包括一個腹鰭50。垂直尾翼41、42分別位于機(jī)體兩端的翼尖27和28上，垂直向上，其平面形狀為梯形。垂直尾翼41、42的后緣43和44與機(jī)體20的后緣空間相交，這一點在圖2(b)中看得更清楚。腹鰭50位于機(jī)體20下表面的中軸線上，垂直向下，其后緣51與機(jī)體20后緣對齊，其平面形狀為四邊形，這一點在圖2(b)中看得更清楚。垂直尾翼41、42不僅能夠提供航向安定性，而且可以阻斷翼尖27和28的誘導(dǎo)渦，降低機(jī)體20產(chǎn)生的誘導(dǎo)阻力。腹鰭50的作用非常明顯，因為小雷諾數(shù)下飛行器升阻比低，平飛時迎角大，機(jī)體20上表面的氣流附著情況差，所以常規(guī)的上垂尾效率很低；改用腹鰭50后由于當(dāng)?shù)貧饬鬏^“干凈”，效率相應(yīng)提高，只需要很小的面積就可以明顯改善微型飛行器的橫航向安定性。通過大量的試飛試驗證明，本實用新型的腹鰭50可以顯著提高微型飛行器的飛行品質(zhì)。
由于微型飛行器展弦比小，所以翼尖的形狀對整個飛行器的氣動特性有很大的影響。本設(shè)計采用了45度三維斜切式翼尖，參見圖2(d)。翼尖由45度傾斜的與氣流方向平行的平面45和機(jī)體翼梢處的上表面共同構(gòu)成，下表面呈長橢圓形。這種形狀的翼尖在不增大翼展的情況下可以有效降低誘導(dǎo)阻力，同時這種形狀的設(shè)計相當(dāng)于提供了一定的翼尖上反角，對于飛行器橫側(cè)安定性的提高很有幫助。
機(jī)體20內(nèi)部具有一個空腔(圖中未示出)，以便布置各種機(jī)載設(shè)備。機(jī)體20這種翼身融合體的設(shè)計不僅在允許的外形尺寸限制下得到了盡量大的機(jī)翼面積，保證能夠有效的產(chǎn)生足夠的升力，而且體積容量積也較大，有利于安排各種機(jī)載設(shè)備。
本實用新型的翼身融合體微型飛行器在成形時，采用激光切割成型的輕木構(gòu)成飛行器的骨架。在成形的骨架上蒙皮，形成微型飛行器的氣動外形，同時承受氣動載荷。在制造中采用厚0.05mm的聚氨酯熱縮蒙皮，包覆于骨架結(jié)構(gòu)上，經(jīng)加熱收縮張緊后，形成最終需要的氣動外形。
權(quán)利要求1.一種翼身融合體微型飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、垂直安定面、舵面和螺旋槳，其特征在于，所述機(jī)身和機(jī)翼一體成形為一個扁平狀的機(jī)體，所述機(jī)體沿一與飛行方向平行的中軸線對稱；所述機(jī)體具有上表面、下表面，位于機(jī)體前端的前緣、位于機(jī)體后端的后緣，以及兩個位于機(jī)體兩側(cè)的翼尖。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述機(jī)體后掠，所述機(jī)體的四分之一弦線后掠角在10度～25度之間。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述機(jī)體的翼尖與中軸線平行。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述機(jī)體的根梢比范圍在1.2～2.5之間。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述機(jī)體的展弦比在1.2～2.2之間。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述機(jī)體的縱剖面呈流線型的翼剖面形狀。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述舵面包括兩個對稱設(shè)置在所述機(jī)體后緣的升降副翼，所述升降副翼可沿所述機(jī)體后緣偏轉(zhuǎn)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述垂直安定面包括兩個在所述兩個翼尖處分別設(shè)置的垂直尾翼，所述垂直尾翼從翼尖開始垂直于機(jī)體上表面向上延伸；設(shè)置在所述機(jī)體的下表面中軸線上的一腹鰭，所述腹鰭垂直于機(jī)體的下表面并向下延伸。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述翼尖為四十五度斜切式翼尖。
10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼身融合體微型飛行器，其特征在于，所述機(jī)體內(nèi)含有一空腔，用于布置飛行器的載荷。
專利摘要本實用新型公開了一種翼身融合體微型飛行器，包括機(jī)身、機(jī)翼、垂直安定面、舵面和螺旋槳。機(jī)身和機(jī)翼一體成形為一個扁平狀的機(jī)體，機(jī)體沿一與飛行方向平行的中軸線對稱。機(jī)體的平面形狀沿所述中軸線對稱，中軸線兩側(cè)的半個機(jī)體的平面形狀為梯形。舵面包括兩個對稱設(shè)置在所述機(jī)體后緣的升降副翼，升降副翼可沿機(jī)體后緣偏轉(zhuǎn)。本實用新型的翼身融合體微型飛行器將傳統(tǒng)飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼融為一體，形成一個整體成形的機(jī)體，機(jī)體不僅產(chǎn)生升力，同時提供任務(wù)載荷空間。這種設(shè)計不僅在允許的外形尺寸限制下得到了盡量大的機(jī)翼面積，保證能夠有效的產(chǎn)生足夠的升力，而且體積容量積也較大，有利于安排各種機(jī)載設(shè)備。
文檔編號B64C39/10GK2681998SQ200420007038
公開日2005年3月2日 申請日期2004年3月16日 優(yōu)先權(quán)日2004年3月16日
發(fā)明者周兆英, 王曉浩, 王勁東, 熊沈蜀, 朱榮, 宋宇寧, 魏強(qiáng) 申請人:清華大學(xué)