CN217598818U - 一种无人机气动布局 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种无人机气动布局，该无人机气动布局包括机身、两个主翼、两个水平尾翼、一个垂直尾翼、进气道、机翼翼身融合体、垂尾翼身融合体及平尾翼身融合体，机身的头部的中心线为前缘向下弯曲的曲线，机身的主体段为圆筒形，进气道为背负式无隔道Bump进气道且其外型面与机身一体化融合，主翼为复合梯形翼且前缘线连续，后缘线拐折以形成内翼段和外翼段，主翼的前缘后掠角与水平尾翼的前缘后掠角相等，主翼的后缘后掠角与水平尾翼的后缘后掠角相等，主翼的上反角与水平尾翼的上反角相等。应用本实用新型的技术方案，以解决现有技术中非设计点飞行工况发动机推力过剩过大、隐身材料价格昂贵、维护成本高以及有效载荷装填量较少的技术问题。

Description

一种无人机气动布局

技术领域

本实用新型涉及飞行器气动外形设计技术领域，尤其涉及一种无人机气动布局。

背景技术

中低空大机动高速隐身无人机是指飞行高度在距地面100至7000米高度飞行的具有高机动性和敏捷性的巡航速度为高亚声速的隐身无人机。由于大机动状态飞行高度主要为中低空，空气在高度5公里处的密度为0.736千克每立方米，导致在巡航过程中的动压较大，因此对应阻力绝对量值较大。为提高无人机的生存能力和战斗力，隐身技术已成为各国发展的首要目标，正面雷达反射面积要求都在0.1平方米左右，技术指标已接近有人战机。随着技术更新，无人机飞行性能指标越来越高，在中低空的飞行高度内，要求巡航速度达到高亚音速，同时大机动过载工况下升阻比达到12以上。

针对以上存在的问题，现有常规的解决方法主要包括：在中低空的飞行高度下，采用大推力的发动机，达到增加推力的目的；全机增加隐身涂层材料，达到隐身的效果；为同时满足气动、结构和强度的约束，全机采用大展弦比、多段翼、加强梁的设计构型；采用单一的气动部件优化，尽量降低阻力。但同时要面临非设计点飞行工况发动机推力过剩过大、隐身材料价格及维护成本以及无人机的有效载荷降低等问题。

实用新型内容

为了解决现有技术中存在的问题之一，本实用新型提供了一种无人机气动布局。

根据本实用新型的一方面，提供了一种无人机气动布局，无人机气动布局包括：机身、两个主翼、两个水平尾翼、一个垂直尾翼、进气道、机翼翼身融合体、垂尾翼身融合体以及平尾翼身融合体，机身包括依次融合连接的头部、主体段和尾部，两个主翼以上单翼或中单翼的形式通过机翼翼身融合体分别对称设置在主体段的两侧，两个水平尾翼通过平尾翼身融合体分别对称设置在机身的尾部，垂直尾翼通过垂尾翼身融合体设置在机身的尾部且位于两个水平尾翼的对称面上；

其中，机身的头部的中心线为前缘向下弯曲的曲线，机身的主体段为圆筒形，进气道为背负式无隔道Bump进气道且其外型面与机身一体化融合，主翼为复合梯形翼且前缘线连续，后缘线拐折以形成内翼段和外翼段，主翼的前缘后掠角与水平尾翼的前缘后掠角相等，主翼的后缘后掠角与水平尾翼的后缘后掠角相等，主翼的上反角与水平尾翼的上反角相等。

进一步地，主翼上设置有副翼舵，副翼舵设置在外翼段上且起始于后缘线拐折处。

进一步地，机身的头部与主体段的长度之比为0.4～0.6，机身的尾部与主体段的长度之比为0.2～0.3，机身的主体段的长细比为6.5～8.0，机身的尾部的长细比为1.5～2.0。

进一步地，机身的头部的长度为2900～3200mm，机身的主体段的长度为5500～5900mm，直径为700～900mm，机身的尾部的长度为1200～1400mm，直径为680～880mm。

进一步地，主翼的展长为4800～5000mm，主翼的翼梢前缘到机身的头部的顶点的距离为4900～5100mm，主翼的展弦比为8～10。

进一步地，内翼段的翼根翼型厚度为12％～15％，外翼段的翼根翼型厚度为9～11％，外翼段的根弦长为750～800mm，外翼段的梢弦长为250～280mm，内翼段和外翼段的后缘线的夹角为120°～135°。

进一步地，水平尾翼的翼根前缘到机身的头部的顶点的距离为9600～9800mm，水平尾翼的半展长为1150～1200mm，根弦长为350～400mm，梢弦长为280～300mm。

进一步地，主翼的前缘后掠角与水平尾翼的前缘后掠角均为32°～37°，主翼的后缘后掠角与水平尾翼的后缘后掠角均为20°～24°，主翼的上反角与水平尾翼的上反角均为0°～2°。

进一步地，垂直尾翼的翼根前缘到机身的头部的顶点的距离为9600～9800mm，垂直尾翼的半展长为1150～1250mm，根弦长为820～920mm，梢弦长为480～530mm。

进一步地，进气道的总长度为1500～1700mm，扩压器长度为1200～1350mm，进出口中心偏距为350～370mm，面积扩张比为1.2～1.4。

应用本实用新型的技术方案，提供了一种无人机气动布局，该气动布局采用圆筒形机身使无人机具有较大的容积以装填有效载荷；主翼采用由内翼段和外翼段构成的复合梯形翼，以中单翼和上单翼的布局方式设置在机身上，同时使主翼的前后缘掠角分别与水平尾翼的前后缘掠角相等，能够显著提升无人机的气动效率和隐身性能；通过背负式无隔道Bump进气道与机身一体化设计能够显著提升隐身性能，并且减小进气道和机身的干扰阻力；此外，主翼与机身、水平尾翼与机身、垂直尾翼与机身之间通过相应的融合体型面进行融合连接，能够同时达到减弱各翼面与机身之间的气动干扰以及增加机身结构空间高度的效果，显著提高有效载荷装填量。该气动布局将强隐身约束与多设计点气动性能进行高效结合、将大容积机身几何空间与高气动效率机翼和轻质结构等进行有机融合，形成一种新型的中低空大机动高速隐身无人机气动布局。

附图说明

所包括的附图用来提供对本实用新型实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本实用新型的实施例，并与文字描述一起来阐释本实用新型的原理。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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本实用新型的具体实施例提供的无人机气动布局的结构示意图；

图2示出了根据本实用新型的具体实施例提供的无人机气动布局的侧视图；

图3示出了根据本实用新型的具体实施例提供的无人机气动布局的主视图；

图4示出了根据本实用新型的具体实施例提供的无人机气动布局的俯视图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。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。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本实用新型及其应用或使用的任何限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本实用新型的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本实用新型的具体实施例提供了一种无人机气动布局，无人机气动布局包括：机身10、两个主翼20、两个水平尾翼30、一个垂直尾翼40、进气道50、机翼翼身融合体60、垂尾翼身融合体70以及平尾翼身融合体80，机身10包括依次融合连接的头部11、主体段12和尾部13，两个主翼20以上单翼或中单翼的形式通过机翼翼身融合体60分别对称设置在主体段12的两侧，两个水平尾翼30通过平尾翼身融合体80分别对称设置在机身10的尾部13，垂直尾翼40通过垂尾翼身融合体70设置在机身10的尾部13且位于两个水平尾翼30的对称面上；

其中，机身10的头部11的中心线为前缘向下弯曲的曲线，机身10的主体段12为圆筒形，进气道50为背负式无隔道Bump进气道且其外型面与机身10一体化融合，主翼20为复合梯形翼且前缘线连续，后缘线拐折以形成内翼段21和外翼段22，主翼20的前缘后掠角与水平尾翼30的前缘后掠角相等，主翼20的后缘后掠角与水平尾翼30的后缘后掠角相等，主翼20的上反角与水平尾翼30的上反角相等。

本实用新型中，在典型的圆筒形机身的基础上对头部和后体尾部根据载荷空间和发动机喷口几何形式要求开展减阻设计，机身10的头部11的中心线由直线调整为前缘向下弯曲的曲线，其弯曲程度根据实际情况确定，通过此种方式，有利于改善大机动工况时机身头部的绕流。采用大容积圆筒机身加高气动效率中弹翼或上单翼布局，使无人机拥有更大的全机内部布置空间和宽速域气动性能。内翼段21和外翼段22的后缘线的夹角根据实际情况确定，通过调整该夹角，能够使主翼20的展向载荷尽可能地接近椭圆形分布，实现高升力层流设计效果，降低诱导阻力，提升升阻比，有效提高大机动状态和巡航状态多设计点升阻比。此外，水平尾翼30的后缘设置有升降舵31，垂直尾翼40的后缘设置有方向舵41，主翼20上设置有副翼舵23，副翼舵23设置在外翼段22上且起始于后缘线拐折处。机翼翼身融合体60、垂尾翼身融合体70以及平尾翼身融合体80作为融合整流区域，在满足舵机空间需求下尽可能地减小，以获得更好的隐身性能，融合体具有较高的结构高度，结合轻质结构设计能够进一步有效降低全机结构重量。垂直尾翼采用对称面布置的单垂尾布局方式，在满足航向稳定性的前提下尽量小，作为本实用新型的一个具体实施例，选用中等容量的垂直尾翼。

应用此种配置方式，提供了一种无人机气动布局，该气动布局采用圆筒形机身使无人机具有较大的容积以装填有效载荷；主翼采用由内翼段21和外翼段22构成的具有扭转拐折的复合梯形翼，以中单翼和上单翼的布局方式设置在机身上，同时使主翼的前后缘掠角分别与水平尾翼的前后缘掠角相等，能够显著提升无人机的气动效率和隐身性能；通过背负式无隔道Bump进气道与机身一体化设计能够显著提升隐身性能，并且减小进气道和机身的干扰阻力；此外，主翼与机身、水平尾翼与机身、垂直尾翼与机身之间通过相应的融合体型面进行融合连接，能够同时达到减弱各翼面与机身之间的气动干扰以及增加机身结构空间高度的效果，显著提高有效载荷装填量。该气动布局将强隐身约束与多设计点气动性能进行高效结合、将大容积机身几何空间与高气动效率机翼和轻质结构等进行有机融合，形成一种新型的中低空大机动高速隐身无人机气动布局。与现有技术相比，本实用新型的技术方案能够解决现有技术中非设计点飞行工况发动机推力过剩过大、隐身材料价格昂贵、维护成本高以及有效载荷装填量较少的技术问题。

在进行气动布局设计时，首先需要根据总体等专业主要技术要求和约束确定全机基本气动几何参数，接着，根据全机气动性能需求开展主翼的详细设计，具体包括翼型和平面形状，之后开展水平尾翼30、垂直尾翼40、进气道50、副翼舵23、升降舵31以及方向舵41的相关设计，最后通过与总体、结构、飞控、动力、隐身等各专业开展综合随控布局迭代优化，对全机各气动部件参数进行精细设计调整，获得所需的全机整体气动布局方案。作为本实用新型的一个具体实施例，确定的基本气动几何参数为：机身长度10.23m，高度1.50m，全机展长4.93m，主翼面积1.64m²。

其中，本实用新型实施例中，机身10的头部11与主体段12的长度之比为0.4～0.6，机身10的尾部13与主体段12的长度之比为0.2～0.3，机身10的主体段12的长细比为6.5～8.0，机身10的尾部13的长细比为1.5～2.0。

进一步地，作为本实用新型的一个具体实施例，机身10的头部11的长度为2900～3200mm，机身10的主体段12的长度为5500～5900mm，直径为700～900mm，机身10的尾部13的长度为1200～1400mm，直径为680～880mm。通过此种配置方式，获得较大的内部空间。再对机身和主翼的连接区域即机翼翼身融合体60按照翼身融合设计方法开展精细的一体化整流和优化设计迭代，能够满足气动性能和结构空间等要求。

进一步地，主翼20的展长为4800～5000mm，主翼20的翼梢前缘到机身10的头部11的顶点的距离为4900～5100mm，主翼20的展弦比为8～10。通过此种配置方式，得到大展弦比高隐身机翼。

其中，内翼段21靠近机身，设计时主要考虑结构厚度以及舵机布置空间，外翼段22远离机身，设计时主要考虑提高气动效率。同时，通过对根梢比、翼型扭转等参数进行优化，使得展向载荷尽可能接近椭圆形分布，降低诱导阻力，提高升阻比。本实用新型实施例中，内翼段21的翼根翼型厚度为12％～15％，外翼段22的翼根翼型厚度为9～11％，外翼段22的根弦长为750～800mm，外翼段22的梢弦长为250～280mm，内翼段21和外翼段22的后缘线的夹角为120°～135°。

进一步地，本实用新型的实施例中，水平尾翼30的翼根前缘到机身10的头部11的顶点的距离为9600～9800mm，水平尾翼30的半展长为1150～1200mm，根弦长为350～400mm，梢弦长为280～300mm。主翼20的前缘后掠角与水平尾翼30的前缘后掠角均为32°～37°，主翼20的后缘后掠角与水平尾翼30的后缘后掠角均为20°～24°，主翼20的上反角与水平尾翼30的上反角均为0°～2°。通过此种配置方式，能够显著提升隐身性能。

此外，垂直尾翼40的翼根前缘到机身10的头部11的顶点的距离为9600～9800mm，垂直尾翼40的半展长为1150～1250mm，根弦长为820～920mm，梢弦长为480～530mm。通过此种配置方式，能够以较小的尺寸获得较高的航向稳定性。

进一步地，本实用新型采用背负式无隔道Bump进气道，开展进气道50和机身10的一体化布局设计，设计主要以满足发动机进气性能和有效降低飞行器迎头方向的雷达散射截面积为目标，充分考虑飞行器的阻力特性及隐身性能，对进气道50的外型面和机身10进行一体化融合设计，同时采用亚声速无边界层隔道技术，通过调整进气道入口附近几何设计参数达到减少进入进气道低能边界层气流及RCS反射值的目的。作为本实用新型的一个具体实施例，进气道50的总长度为1500～1700mm，扩压器长度为1200～1350mm，进出口中心偏距为350～370mm，面积扩张比为1.2～1.4。

而在进行副翼舵23、升降舵31以及方向舵41的设计时，舵面相对尺寸需要满足飞控和总体结构空间布置的需求和约束。其中，副翼舵23的舵轴设置在内翼段21，紧贴着拐折位置切割副翼舵23，同时考虑到强隐身约束，副翼舵23的舵机鼓包与内翼段21的型面进行一体化融合修型设计。

此外，本实用新型将传统对各个气动部件分别进行优化设计的方式提升到对全机整体构型开展气动综合随控布局优化层面，可以更为高效地将机身容积、巡航速度、升阻比、起降最大升力系数、隐身、结构重量、飞行稳定性、操纵性、抗侧风等性能指标进行综合权衡，相比之前各个专业性能单点提升，能够实现能兼顾气动、隐身、飞控、结构、总体等各个专业的主要性能多点提升，从而使无人机同时具备大机动工况高升力推阻匹配、巡航点高升阻比、高隐身、大机身容积以及高飞控操稳品质等特点。根据本实用新型的具体实施例提供的中低空大机动高速隐身无人机气动布局参数如下表所示，其外形如图2、图3和图4所示，其中，主翼20上还具有曳光管24。采用CFD计算方法对该中低空大机动高速隐身无人机外形的气动性能开展评估，结果表明其升阻特性和俯仰力矩特性良好，对应的大机动工况所需升力系数范围内的升阻比在12以上，能够满足总体专业大机动等工况气动高升阻比指标需求。

综上所述，本实用新型提供了一种无人机气动布局，该气动布局采用圆筒形机身使无人机具有较大的容积以装填有效载荷；主翼采用由内翼段和外翼段构成的复合梯形翼，以中单翼和上单翼的布局方式设置在机身上，同时使主翼的前后缘掠角分别与水平尾翼的前后缘掠角相等，能够显著提升无人机的气动效率和隐身性能；通过背负式无隔道Bump进气道与机身一体化设计能够显著提升隐身性能，并且减小进气道和机身的干扰阻力；此外，主翼与机身、水平尾翼与机身、垂直尾翼与机身之间通过相应的融合体型面进行融合连接，能够同时达到减弱各翼面与机身之间的气动干扰以及增加机身结构空间高度的效果，显著提高有效载荷装填量。该气动布局将强隐身约束与多设计点气动性能进行高效结合、将大容积机身几何空间与高气动效率机翼和轻质结构等进行有机融合，形成一种新型的中低空大机动高速隐身无人机气动布局。与现有技术相比，本实用新型的技术方案能够解决现有技术中非设计点飞行工况发动机推力过剩过大、隐身材料价格昂贵、维护成本高以及有效载荷装填量较少的技术问题。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种无人机气动布局，其特征在于，所述无人机气动布局包括：机身(10)、两个主翼(20)、两个水平尾翼(30)、一个垂直尾翼(40)、进气道(50)、机翼翼身融合体(60)、垂尾翼身融合体(70)以及平尾翼身融合体(80)，所述机身(10)包括依次融合连接的头部(11)、主体段(12)和尾部(13)，两个所述主翼(20)以上单翼或中单翼的形式通过所述机翼翼身融合体(60)分别对称设置在所述主体段(12)的两侧，两个所述水平尾翼(30)通过所述平尾翼身融合体(80)分别对称设置在所述机身(10)的尾部(13)，所述垂直尾翼(40)通过所述垂尾翼身融合体(70)设置在所述机身(10)的尾部(13)且位于两个所述水平尾翼(30)的对称面上；

其中，所述机身(10)的头部(11)的中心线为前缘向下弯曲的曲线，所述机身(10)的主体段(12)为圆筒形，所述进气道(50)为背负式无隔道Bump进气道且其外型面与所述机身(10)一体化融合，所述主翼(20)为复合梯形翼且前缘线连续，后缘线拐折以形成内翼段(21)和外翼段(22)，所述主翼(20)的前缘后掠角与所述水平尾翼(30)的前缘后掠角相等，所述主翼(20)的后缘后掠角与所述水平尾翼(30)的后缘后掠角相等，所述主翼(20)的上反角与所述水平尾翼(30)的上反角相等。

2.根据权利要求1所述的无人机气动布局，其特征在于，所述主翼(20)上设置有副翼舵(23)，所述副翼舵(23)设置在所述外翼段(22)上且起始于所述后缘线拐折处。

3.根据权利要求2所述的无人机气动布局，其特征在于，所述机身(10)的头部(11)与主体段(12)的长度之比为0.4～0.6，所述机身(10)的尾部(13)与主体段(12)的长度之比为0.2～0.3，所述机身(10)的主体段(12)的长细比为6.5～8.0，所述机身(10)的尾部(13)的长细比为1.5～2.0。

4.根据权利要求3所述的无人机气动布局，其特征在于，所述机身(10)的头部(11)的长度为2900～3200mm，所述机身(10)的主体段(12)的长度为5500～5900mm，直径为700～900mm，所述机身(10)的尾部(13)的长度为1200～1400mm，直径为680～880mm。

5.根据权利要求4所述的无人机气动布局，其特征在于，所述主翼(20)的展长为4800～5000mm，所述主翼(20)的翼梢前缘到所述机身(10)的头部(11)的顶点的距离为4900～5100mm，所述主翼(20)的展弦比为8～10。

6.根据权利要求5所述的无人机气动布局，其特征在于，所述内翼段(21)的翼根翼型厚度为12％～15％，所述外翼段(22)的翼根翼型厚度为9～11％，所述外翼段(22)的根弦长为750～800mm，所述外翼段(22)的梢弦长为250～280mm，所述内翼段(21)和所述外翼段(22)的后缘线的夹角为120°～135°。

7.根据权利要求6所述的无人机气动布局，其特征在于，所述水平尾翼(30)的翼根前缘到所述机身(10)的头部(11)的顶点的距离为9600～9800mm，所述水平尾翼(30)的半展长为1150～1200mm，根弦长为350～400mm，梢弦长为280～300mm。

8.根据权利要求7所述的无人机气动布局，其特征在于，所述主翼(20)的前缘后掠角与所述水平尾翼(30)的前缘后掠角均为32°～37°，所述主翼(20)的后缘后掠角与所述水平尾翼(30)的后缘后掠角均为20°～24°，所述主翼(20)的上反角与所述水平尾翼(30)的上反角均为0°～2°。

9.根据权利要求8所述的无人机气动布局，其特征在于，所述垂直尾翼(40)的翼根前缘到所述机身(10)的头部(11)的顶点的距离为9600～9800mm，所述垂直尾翼(40)的半展长为1150～1250mm，根弦长为820～920mm，梢弦长为480～530mm。

10.根据权利要求9所述的无人机气动布局，其特征在于，所述进气道(50)的总长度为1500～1700mm，扩压器长度为1200～1350mm，进出口中心偏距为350～370mm，面积扩张比为1.2～1.4。

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