一种使用仿生机翼的新型微型无人机
阅读：1028发布：2020-09-14
专利汇可以提供一种使用仿生机翼的新型微型无人机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 提出一种使用仿生机翼的新型微型无人机，属于微型无人机领域。本发明包括：仿生前缘、主机翼、动 力 系统、 电机 架、 气动 舵 面；其中，仿生前缘和主机翼构成仿生机翼，主机翼为固定矩形翼，仿生前缘是在固定矩形翼的平直前缘上进行加工得到波峰数为n的仿生正弦前缘，n≥3。本发明提出的一种新型微型无人机，通过采用一种仿生正弦前缘的新型机翼平面，改善微型无人机在大迎 角 下产生的自诱导 滚转 振荡现象，提高 飞行器 的飞行 稳定性 ，且结构简单，设计加工方便。，下面是一种使用仿生机翼的新型微型无人机专利的具体信息内容。
1.一种使用仿生机翼的新型微型无人机，其特征在于，包括：仿生前缘、主机翼、动力系统、电机架和气动舵面；仿生前缘和主机翼构成仿生机翼，主机翼为固定矩形翼，仿生前缘是在固定矩形翼的平直前缘上进行加工得到波峰数为n的仿生正弦前缘，n≥3。
2.根据权利要求1所述的一种使用仿生机翼的新型微型无人机，其特征在于，动力系统为一对螺旋桨发动机，通过电机架安装在仿生机翼前缘上。
3.根据权利要求1所述的一种使用仿生机翼的新型微型无人机，其特征在于，气动舵面包括一对在主机翼尾缘处对称安装的副翼。
4.根据权利要求1或2或3所述的一种使用仿生机翼的新型微型无人机，其特征在于，所述的仿生前缘，在设计时，通过下面方式来设计正弦的幅值A和波长λ：设置幅值A为机翼弦长的12％，设置波长 b为机翼翼展。
5.根据权利要求1或2或3所述的一种使用仿生机翼的新型微型无人机，其特征在于，所述的仿生前缘的波峰数为6。
一种使用仿生机翼的新型微型无人机
技术领域
[0001] 本发明属于微型无人机领域，具体涉及一种使用仿生状正弦前缘机翼的微型无人机。
背景技术
[0002] 微型飞行器是无人机的一种类别。微型飞行器的定义为飞行速度最大为5-20m/s，其机身最大设计长度在10-15cm[1]，在军事、民用、科学研究等领域被越来越多的应用[2]。微型飞行器主要分为三大类，分别是固定翼微型飞行器、旋翼微型飞行器和扑翼微型飞行器，其中固定翼的研究是目前微型飞行器中研发种类最多、应用最广的类型。
[0003] 固定翼微型飞行器在设计上需要考虑小展弦比机翼的气动特性，小展弦比机翼由于其较小的展弦比以及自身的机身翼展尺寸大小等特点，很容易受到不稳定气流的影响从而造成飞行器吸力面流场结构出现非对称效应，从而产生自诱导横向非稳定性现象[3]。这一横滚非稳定现象可以使飞行器出现大振幅的滚转振动。
[0004] 传统的固定翼矩微型无人机普遍采用普通矩形翼、齐默曼形机翼等传统形状，在飞行时很容易受到自诱导横向非稳定性现象的影响，出现自诱导滚转振荡，严重时甚至会导致飞行器失控甚至坠毁。
[0005] 仿生学是一门模仿生物的特殊本领，利用自然界中生物的结果和功能原理来设计研制机械和多种新技术的科学。在飞行器设计与制造中有许多灵感均来自自然界的生物。座头鲸鳍部的前缘有类似正弦形状的突起，研究表明，这种正弦状突起可以有效改善座头鲸的水动力学特性[4]。
[0006] 参考文献：
[0007] [1]Gursul I.Vortex flows on UAVs:Issues and challenges[J].Aeronautical Journal,2004,108(1090):597-610.
[0008] [2]袁昌盛,付金华.国际上微型飞行器的研究进展与关键问题[J].航空兵器,2005(6):50-53.
[0009] [3]Hu T,Wang Z,Gursul I.Control of Self-Excited Roll Oscillations of Low-Aspect-Ratio Wings Using Acoustic Excitation[C]//Aiaa Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition.2013.[0010] [4]Fish F E,Battle J M.Hydrodynamic design of the humpback whale flipper.[J].Journal of Morphology,1995,225(1):51-60.
发明内容
[0011] 针对传统的固定翼矩微型无人机，在飞行时很容易受到自诱导横向非稳定性现象的影响，出现自诱导滚转振荡，严重时甚至会导致飞行器失控甚至坠毁的问题。受座头鲸鳍部前缘正弦状突起的启发，本发明提出一种新型微型无人机，通过采用一种仿生正弦前缘的新型机翼平面，改善微型无人机在大迎角下产生的自诱导滚转振荡现象，提高飞行器的飞行稳定性，且结构简单，设计加工方便。
[0012] 本发明提供的一种使用仿生机翼的新型微型无人机，包括：仿生前缘、主机翼、动力系统、电机架、气动舵面；仿生前缘和主机翼构成仿生机翼，主机翼为固定矩形翼，仿生前缘是在固定矩形翼的平直前缘上进行加工得到波峰数为n的仿生正弦前缘，n≥3。
[0014] 所述的仿生前缘，在设计时，通过下面方式来设计正弦的幅值A和波长λ：设置幅值A为机翼弦长的12％，设置波长 b为机翼翼展。
[0015] 本发明与现有技术相比，具有以下明显优势：
[0016] (1)本发明的仿生机翼的新型微型无人机，可减少或抑制微小型无人机飞行时出现的大振幅自诱导滚转振荡现象；
[0017] (2)本发明的仿生机翼的新型微型无人机可有效提升飞机在大迎角下的气动特性；
[0019] 图1为本发明新型微型无人机整体结构示意图；
[0020] 图2为本发明新型微型无人机三视面示意图，其中，a是俯视图，b是侧视图，c是正视图；
[0021] 图3为本发明新型微型无人机仿生正弦前缘机翼三视面示意图；
[0022] 图4为本发明新型微型无人机副翼三视面示意图；
[0023] 图5为座头鲸鳍部前缘示意图；
[0024] 图6为本发明新型微型无人机仿生正弦前缘局部示意图；
[0025] 图7为本发明新型微型无人机仿生正弦前缘机翼升力系数-迎角曲线示意图；
[0026] 图8为本发明新型微型无人机仿生正弦前缘四个不同机翼模型机翼滚转角-迎角变化曲线示意图；
[0027] 图9为本发明新型微型无人机仿生正弦前缘机翼滚转角-时间历程曲线示意图；
[0028] 图中：
[0029] 1-仿生前缘；2-主机翼；3-动力系统；4-电机架；5-气动舵面。
具体实施方式
[0030] 为了便于本领域普通技术人员理解和实施本发明，下面结合附图对本发明作进一步的详细描述。
[0031] 本发明针对于现有技术存在的问题，提出一种使用仿生机翼的新型微型无人机，动力系统为一对螺旋桨发动机，通过电机架直接安装在仿生机翼前缘突起处，通过两侧螺旋桨差动进行航向控制；机翼后方安装一对气动舵面，构成整体的微型无人机。
[0032] 如图1所示，为本发明的新型微型无人机整体示意图，包括：仿生前缘1、主机翼2、动力系统3、电机架4和气动舵面5。仿生前缘1和主机翼2构成仿生机翼，主机翼2为固定矩形翼，仿生前缘1是在固定矩形翼的平直前缘上进行加工得到的波峰数为n的仿生正弦前缘，n≥3。
[0033] 动力系统3为一对螺旋桨发动机，包括两个对称安装的螺旋桨及电机驱动装置，通过电机架4安装在仿生机翼前缘上，电机架4为3D打印，电机架4连接仿生机翼与动力系统3。气动舵面5包括一对在主机翼2尾缘处对称安装的副翼。
[0034] 如图2为本发明的新型微型无人机三视面示意图，其中，a是俯视图，b是侧视图，c是正视图。
[0035] 如图3为本发明的新型微型无人机使用的仿生正弦前缘机翼三面示意视图。本发明实施例中，机翼翼展220mm，弦向最长处为140mm。
[0036] 如图4为本发明新型微型无人机副翼三视面示意图。本发明实施例中，两侧副翼翼梢之间距离200mm，副翼弦长50mm。
[0037] 如图5为座头鲸鳍部前缘示意图。本发明利用座头鲸鳍部前缘不规则的突起设计了本发明中带有仿生前缘1的仿生机翼。
[0038] 如图6为新型微型无人机仿生正弦前缘部分局部示意图。在设计仿生正弦前缘时，主要包含两个主要参数：幅值A和波长λ。幅值A定义为前缘突起部分波峰与波谷之间的轴向距离，A值为机翼弦长c的12％，本发明使用的仿生机翼弦长c＝140mm，即A＝16.8mm。波长λ定义为前缘凸起部分两波峰横向距离，λ值与仿生前缘的波峰数有关，以本发明实施例的无人机为例，仿生前缘，在设计时，通过下面方式来设计正弦的幅值A和波长λ：设置幅值A为机翼弦长的12％，设置波长 b为机翼翼展，本发明实施例中b＝220mm。根据实验结果，本发明选取波峰数n为6的仿生机翼，即
[0039] 如图7为新型微型无人机仿生正弦前缘机翼升力系数-迎角曲线示意图，采用本发明设计的仿生机翼与普通矩形翼在风洞实验中进行升力系数-迎角曲线的对比。图7中横坐标α代表迎角，纵坐标CL代表升力系数，四条曲线表示四个不同的机翼模型对应的升力系数曲线，baseline模型为普通矩形翼，6l、8l、10l分别表示本发明设计的波峰数(仿生前缘凸起数)分别为6、8、10的仿生机翼。图7中的小图为失速区的放大图像。从图中可以看出，在失速区仿生机翼的升力系数均明显大于普通矩形翼，且可以有效延迟失速角的出现。其中，6l模型在失速区表现最好。
[0040] 图8表示本发明新型微型无人机仿生正弦前缘四个不同机翼模型机翼滚转角--迎角的变化曲线示意图。横坐标α为迎角，纵坐标Φ表示滚转角，其中，baseline模型为普通矩形翼，6l、8l、10l表示正弦前缘凸起数分别为6、8、10的仿生机翼。可以看出，baseline机翼在15°迎角时即开始出现滚转现象，且滚转现象出现后发展很快；而三个仿生机翼均可以显著抑制滚转现象，一方面将滚转现象起始迎角推迟至17°之后，另一方面显著降低最大滚转角幅值，且6l机翼模型对滚转现象的抑制效果最好。
[0041] 图9为6l仿生机翼与普通矩形翼的滚转角-时间历程曲线示意图。图中横坐标为时间t，纵坐标为滚转角Φ。从图中可以看出，普通矩形翼的滚转角达到了50°左右，且频率更高；6l的仿生机翼模型将滚转角降低到了10°左右，且一定程度上减小了滚转频率。
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