本公開一般涉及航空飛行器
技術領域：
，具體涉及一種無人機，尤其涉及一種垂直起降的固定翼無人機。
背景技術：
：固定翼無人機的特點是飛行時間長、飛行半徑大，這種特性與物流和運輸領域的需求完美的匹配。然而固定翼飛機的起飛距離很長，需求的起飛環境相對苛刻，限制了其大規模的應用。垂直起降的固定翼無人機既保留了固定翼飛機的長航時長飛行半徑的優點，同時對起飛環境要求很寬松，具有廣泛應用于商業和民用的價值。現有的垂直起降的固定翼無人機采用傳統布局，導致載重不夠大。并且飛行阻力大，使得飛行半徑小，續航時間短。技術實現要素：鑒于現有技術中的上述缺陷或不足，期望提供一種承載能力強、氣動性能好的垂直起降的固定翼無人機。本申請提供一種垂直起降的固定翼無人機，包括翼身融合的機身、機翼和垂直起降系統；機翼包括位于機身左右兩側的一對機翼，采用下單翼布局，機翼下平面與水平面之間有3°～10°上翻角；垂直起降系統包括對稱設置在機翼下方的掛架和設置在掛架上的螺旋槳。根據本申請實施例提供的技術方案，無人機采用翼身融合布局，從機翼到機身的外形是平滑過渡，極大的減少了干擾阻力，同時增加了機體內部空間，提高承載能力；機翼采用下單翼布局，且具有上翻角，與下掛式垂直起降系統相結合，使得垂直起降系統的升力與飛機重力呈三角形分布，增加了飛機垂直起降的穩定性，且對翼身融合機身的氣動影響小，充分發揮了翼身融合機身的高升阻比的特點，提高了無人機氣動性能。進一步的，根據本申請的某些實施例，在機翼的翼梢采用翼梢小翼布局，減少了翼尖渦效應，增加了機翼的升力，提高機翼的效率；機翼上翻角與上翻的翼梢小翼互相配合，在增加氣動效率的同時增加了飛機在滾轉時的穩定性。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為本申請實施例提供的垂直起降的固定翼無人機的結構示意圖；圖2為本申請實施例提供的垂直起降的固定翼無人機的受力分析圖；圖3是本申請實施例提供的機身結構示意圖；圖4是圖3中A-A面斷面圖；圖5是圖3中B-B面斷面圖；圖6是圖3中C-C面斷面圖；圖7是圖3中D-D面斷面圖；圖8是圖3中E-E面斷面圖；圖9是圖3中F-F面斷面圖。圖中：1、機身；1-1、中央截面；1-2、第一截面；1-3、第二截面；1-4、第三截面；1-5、第四截面；1-6末梢截面；2、機翼；3、掛架；4、螺旋槳；5、翼梢小翼；6、T型尾翼；6-1、平尾；6-2、垂尾。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實用新型，而非對該實用新型的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與實用新型相關的部分。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，本實施例提供一種垂直起降的固定翼無人機，包括翼身融合的機身1、機翼2和垂直起降系統；機翼2包括位于機身1左右兩側的一對機翼2，采用下單翼布局，機翼2下平面與水平面之間有3°～10°上翻角；垂直起降系統包括對稱設置在機翼2下方的掛架3和設置在掛架3上的螺旋槳4。根據本申請實施例提供的技術方案，無人機采用翼身融合布局，從機翼2到機身1的外形平滑過渡，極大的減少了干擾阻力，同時增加了機體內部空間，提高承載能力。請進一步參考圖2，機翼2采用下單翼布局，且具有上翻角α；螺旋槳平面平行于機翼，因此螺旋槳4在電機作用下旋轉產生的升力與豎直方向夾角為α，機身1兩側的螺旋槳產生的升力F1、F2與無人機所受重力G呈三角形分布，增加了飛機垂直起降的穩定性，且對翼身融合機身的氣動影響小，充分發揮了翼身融合機身的高升阻比的特點，提高了無人機氣動性能。在一優選實施例中，垂直起降的固定翼無人機還包括安裝在機身1上方靠近尾部位置的T型尾翼6；T型尾翼6包括平行于機身平面的平尾6-1和垂直于機身平面的垂尾6-2。T型尾翼6保證了整機的配平能力，增加了飛行的安全性能。在一優選實施例中，平尾6-1面積是機翼2面積的27％～33％。在一優選實施例中，垂尾6-2面積是平尾6-1面積的55％～65％。在一優選實施例中，機翼2的翼梢處設有翼梢小翼5。在機翼2的翼梢采用翼梢小翼布局，減少了翼尖渦效應，增加了機翼2的升力，提高機翼2的效率；機翼上翻角與上翻的翼梢小翼5互相配合，在增加氣動效率的同時增加了飛機在滾轉時的穩定性。在一優選實施例中，上翻角為5°。請進一步參考圖3，在一優選實施例中，機身1具有中央對稱面；機身1具有位于中央對稱面上的中央截面1-1、位于中央對稱面兩側的與機翼2連接處的末梢截面1-2、以及從中央對稱面的任一側至末梢截面1-6依次排列的第一截面1-2、第二截面1-3、第三截面1-4和第四截面1-5；圖3中A-A面對應于中央截面1-1所在面，B-B面、C-C面、D-D面、E-E面、F-F面分別對應于中央對稱面圖示右側的第一截面1-2、第二截面1-3、第三截面1-4、第四截面1-5、末梢截面1-6所在面。機身1具有以中央截面1-1、末梢截面1-6以及第一至第四截面為控制面建立的貝塞爾曲面的外表面形狀。通過合理設置6個控制面，并通過6個控制面建立貝塞爾曲面獲得機身外表面形狀的三維構型；由于貝塞爾曲面曲率是逐漸過渡的，這樣設計的機身1的表面壓力變化較為緩和，減緩氣流分離的產生，有較好的氣動性能和較低的機身阻力。第一至第四截面這4個控制面保證了梢部翼型的改變不會對機身造成較大影響，故此設計方案適用于不同需求的貨運無人機。在一優選實施例中，中央截面上翼面曲率大于下翼面。在保證了較大的貨倉容積的同時使機身1獲得升力。在一優選實施例中，中央截面弦長為L；第一截面、第二截面、第三截面、第四截面和末梢截面弦長分別為0.571L～0.631L、0.366L～0.404L、0.294L～0.325L、0.259L～0.286L和0.238L～0.263L。通過合理設置6個控制面弦長，提高無人機氣動性能，較低的機身阻力。在一優選實施例中，中央截面前緣頂點坐標為(0，0，0)；第一截面、第二截面、第三截面、第四截面和末梢截面的前緣頂點坐標分別為(0.029L～0.033L，0.055L～0.061L，-0.008L～-0.009L)、(0.112L～0.124L，0.110L～0.121L，-0.027L～-0.030L)、(0.154L～0.170L，0.164L～0.182L，-0.037L～-0.041L)、(0.173L～0.192L，0.219L～0.242L，-0.040L～-0.044L)和(0.184L～0.203L，0.274L～0.303L，-0.039L～-0.043L)。通過合理設置6個控制面前緣頂點位置，提高無人機氣動性能，較低的機身阻力。在一優選實施例中，中央截面1-1的具體形狀如圖4所示；以中央截面1-1前緣頂點為原點，以中央截面1-1前緣頂點指向后端的方向為X軸，以垂直于中央截面1-1指向末梢截面1-6的方向為Y軸，以垂直于X軸與Y軸所組成的平面的方向為Z軸，以中央截面1-1弦長L為單位，則組成中央截面1-1邊緣的各數據點的坐標(X，Y，Z)如表1所示：表1組成中央截面邊緣的各數據點坐標值XYZXYZXYZ0.0000.0000.0000.5110.000-0.0660.4740.0000.0760.0210.000-0.0410.5580.000-0.0640.4280.0000.0890.0640.000-0.0600.6060.000-0.0620.3820.0000.1010.1120.000-0.0670.6540.000-0.0600.3350.0000.1100.1590.000-0.0700.7020.000-0.0580.2870.0000.1160.2070.000-0.07110.000-0.0280.2400.0000.1180.2550.000-0.07010.0000.0200.1920.0000.1170.3030.000-0.0700.6760.0000.0290.1450.0000.1090.3510.000-0.0690.6290.0000.0370.0990.0000.0950.3990.000-0.0680.5820.0000.0470.0560.0000.0730.4470.000-0.0670.5360.0000.0580.0200.0000.0430.4950.000-0.0660.4900.0000.0710.0030.0000.016第一截面1-2的具體形狀如圖5所示；組成第一截面1-2邊緣的各數據點的坐標(X，Y，Z)如表2所示：表2組成第一截面邊緣的各數據點坐標值第二截面1-3的具體形狀如圖6所示；組成第二截面1-3邊緣的各數據點的坐標(X，Y，Z)如表3所示：表3組成第二截面邊緣的各數據點坐標值XYZXYZXYZ0.1180.115-0.0280.3970.115-0.0590.3540.1150.0420.1320.115-0.0490.4230.115-0.0600.3300.1150.0510.1560.115-0.0580.4490.115-0.0610.3050.1150.0580.1820.115-0.0620.4750.115-0.0610.2800.1150.0620.2070.115-0.0630.5000.115-0.0590.2540.1150.0640.2330.115-0.0620.4970.115-0.0360.2280.1150.0630.2590.115-0.0610.4780.115-0.0200.2030.1150.0580.2850.115-0.0600.4550.115-0.0070.1780.1150.0500.3110.115-0.0590.4320.1150.0050.1550.1150.0380.3370.115-0.0590.4090.1150.0160.1370.1150.0200.3630.115-0.0580.3860.1150.0280.1250.115-0.0030.3880.115-0.0590.3620.1150.0390.1200.115-0.020第三截面1-4的具體形狀如圖7所示；組成第三截面1-4邊緣的各數據點的坐標(X，Y，Z)如下表所示：表4組成第三截面邊緣的各數據點坐標值XYZXYZXYZ0.1620.173-0.0390.3810.173-0.0510.3550.1730.0010.1760.173-0.0520.4010.173-0.0520.3360.1730.0060.1950.173-0.0560.4210.173-0.0540.3160.1730.0100.2150.173-0.0570.4410.173-0.0560.2960.1730.0140.2350.173-0.0570.4610.173-0.0580.2770.1730.0160.2550.173-0.0550.4690.173-0.0500.2570.1730.0170.2750.173-0.0540.4540.173-0.0360.2370.1730.0160.2950.173-0.0530.4360.173-0.0280.2170.1730.0120.3150.173-0.0510.4180.173-0.0210.1980.1730.0060.3350.173-0.0510.3990.173-0.0140.1810.173-0.0050.3550.173-0.0510.3800.173-0.0070.1690.173-0.0200.3750.173-0.0510.3610.173-0.0010.1640.173-0.032第四截面1-5的具體形狀如圖8所示；組成第四截面1-5邊緣的各數據點的坐標(X，Y，Z)如下表所示：表5組成第四截面邊緣的各數據點坐標值末梢截面1-6的具體形狀如圖9所示；組成末梢截面1-6邊緣的各數據點的坐標(X，Y，Z)如下表所示：表6組成末梢截面邊緣的各數據點坐標值XYZXYZXYZ0.1930.288-0.0410.3660.288-0.0390.3520.288-0.0190.2060.288-0.0480.3810.288-0.0400.3370.288-0.0150.2210.288-0.0480.3970.288-0.0420.3220.288-0.0120.2370.288-0.0480.4120.288-0.0440.3070.288-0.0100.2520.288-0.0470.4280.288-0.0470.2910.288-0.0090.2680.288-0.0450.4430.288-0.0500.2760.288-0.0090.2830.288-0.0440.4310.288-0.0450.2600.288-0.0100.2990.288-0.0420.4170.288-0.0400.2450.288-0.0120.3140.288-0.0410.4020.288-0.0340.2300.288-0.0160.3300.288-0.0400.3870.288-0.0290.2150.288-0.0210.3450.288-0.0390.3720.288-0.0240.2020.288-0.0290.3610.288-0.0390.3580.288-0.0200.1950.288-0.036對本實施例進行CFD(ComputationalFluidDynamics，即計算流體動力學)計算，結果表明，本實施例對整機的升力和阻力的影響小于5％，充分發揮的了翼身融合機身的高升阻比的特點，整機升阻比在14.0以上。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，本申請中所涉及的實用新型范圍，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實用新型構思的情況下，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。當前第1頁1 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