[实用新型]一种翼型及无人机

说明书

本申请公开了一种翼型及无人机，该翼型的最大相对厚度范围为10.5％～11.5％，位于弦长的28％～32％处，最大相对弯度范围为3.71％～4.71％，位于弦长的42％～48％处，尾缘的相对厚度范围为0～5％。本申请提供的翼型在满足厚度要求的基础上，提高了升力系数和升阻比，不仅能够满足结构设计要求，而且还能够满足气动设计要求。

技术领域

本实用新型涉及航天航空技术领域，特别涉及一种翼型及无人机。

背景技术

随着无人机在物流行业的广泛应用，具体使用场景对无人机的结构设计和气动性能的要求也越来越高。

例如，如何选择无人机翼型就对货运无人机气动性能至关重要。从无人机的结构设计角度，要求翼型应具备尽量大的厚度，但从无人机气动设计要求角度，要求翼型尽量的薄，以具备更大的升力系数和升阻比。由此可以看出，翼型厚度和升力系数、升阻比是一对矛盾的要求。目前，现有货运无人机的翼型，有的能够满足厚度要求，但不能满足气动设计要求；有的货运无人机的翼型能够满足气动设计要求，但无法满足结构设计要求；另外，现有翼型的尾缘太尖，不利于设计飞机的气动驼面。

鉴于此，开发一种既能满足翼型厚度要求，又能提高翼型的升力系数和升阻比的改进型翼型是亟待解决的难题。

实用新型内容

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本实用新型的目的是提供一种翼型及无人机，不仅能够满足结构设计要求，而且还能够满足气动设计要求。

本实用新型提供了一种翼型，该翼型的最大相对厚度范围为10.5％～11.5％，位于弦长的28％～32％处，最大相对弯度范围为3.71％～4.71％，位于弦长的42％～48％处，尾缘的相对厚度范围为0～5％。

进一步的，翼型的最大相对厚度为11％，位于弦长的30.3％处。

进一步的，翼型的最大相对弯度为4.21％，位于弦长的46.46％处。

进一步的，尾缘的相对厚度为0.29％。

进一步的，当翼型攻角为14°时，翼型的最大升力系数为1.61。

进一步的，当翼型攻角为7°时，翼型的最大升阻比为62.24。

本实用新型提供了一种无人机，采用如上述任一项所述的翼型。

有益效果：本申请提供的这种翼型，其翼型厚度满足结构设计要求；在保持翼型厚度不变的基础之上，本实用新型的翼型最大升力系数和升阻比都要比现有翼型的值要大，而更大的升力系数不仅能减少飞机的失速，而且可增加飞机的可用升力，进而能使飞机有更大载货量；并且更大的升阻比不仅能够提高飞机的飞行效率，而且能降低飞机的能耗，进而能使飞机的航程越远。因此，本申请的翼型在满足结构设计要求的同时也满足气动性能的设计要求。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本实用新型提供的一种翼型的轮廓示意图；

图2为本实用新型提供的一种翼型的几何结构及参数示意图；

图3为本实用新型提供的一种翼型与现有翼型的升力系数随攻角变化的对比曲线图；

图4为本实用新型提供的一种翼型与现有翼型的升阻比随攻角变化的对比曲线图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释相关实用新型，而非对该实用新型的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与实用新型相关的部分。