本實用新型涉及無人機技術(shù)領(lǐng)域，尤其是一種固定翼無人機的翼尖。

背景技術(shù)：

飛機維持正常飛行時所需的升力是靠機翼上下表面的壓力差產(chǎn)生的，翼尖的作用在于不增大機翼展長的前提下，提高有效的展弦比，誘導(dǎo)阻力減小，升力增加，升阻比提高。同時翼尖起到擾流的作用，翼尖的形狀和安裝角度都會影響到無人機飛行姿態(tài)的穩(wěn)定性。

對于飛翼布局的固定翼無人機，穩(wěn)定性能相比其他布局的無人機更差一點，所以提高固定翼無人機的穩(wěn)定性一直是研究的重點。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本實用新型提供一種無人機飛行姿態(tài)穩(wěn)定性好的固定翼無人機的翼尖。

本實用新型解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：

一種固定翼無人機的翼尖，所述翼尖包括過渡部和翼尖部，所述過渡部的內(nèi)側(cè)端與機翼的遠(yuǎn)端連接，所述過渡部的外側(cè)端與所述翼尖部連接；其特征在于，所述翼尖部后掠，且沿所述機翼的展向外偏，后掠角α為40°～60°，外偏角β為5°～15°。

進一步地，所述后掠角α為50°。

進一步地，所述外偏角β為10°。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本實用新型顯而易見的具有以下有益效果：

1、翼尖后掠，增加飛機航向的穩(wěn)定性。

2、翼尖沿機翼的展向外偏，類似于飛機的V尾，同樣增加飛機航向穩(wěn)定性。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實施例對本實用新型進一步說明。

圖1是固定翼無人機整體結(jié)構(gòu)圖；

圖2是本實用新型實施例機翼與機身連接左視圖；

圖3是本實用新型實施例機翼前視圖。

圖中，1、機身，2、機翼，3、翼尖，31、過渡部，32、翼尖部。

具體實施方式

為了使本實用新型所解決的技術(shù)問題、技術(shù)方案及有益效果更加清楚明白，以下結(jié)合附圖及實施例，對本實用新型進行進一步詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本實用新型，并不用于限定本實用新型。

如圖1所示，固定翼無人機包括機身1、與機身連接的機翼2以及設(shè)置在機翼尾部的翼尖3，翼尖3包括過渡部31和翼尖部32，過渡部31的內(nèi)側(cè)端與機翼2的遠(yuǎn)端連接，過渡部31的外側(cè)端與翼尖部32連接。設(shè)定機身1的延伸方向為前后方向，機翼2的展向為左右方向。翼尖部32后掠，且沿所述機翼2的展向外偏，設(shè)定后掠角α為翼尖部32的內(nèi)側(cè)端的中心到翼尖部32的最遠(yuǎn)端的連線與左右方向所在的豎直面的夾角；設(shè)定外偏角β為翼尖部32的內(nèi)側(cè)端的中心到翼尖3的最遠(yuǎn)端的連線與前后方向所在的豎直面的夾角。需要聲明的是：本實用新型中的內(nèi)側(cè)端和外側(cè)端均為相對于機身而言，距離機身1較近的為內(nèi) 側(cè)端，距離機身1較遠(yuǎn)的為外側(cè)端，其中翼尖部32的最遠(yuǎn)端為翼尖部32距離機身1最遠(yuǎn)的位置。

后掠角α為40°～60°，外偏角β為5°～15°。

后掠角α進一步優(yōu)選為50°。外偏角β進一步優(yōu)選為10°。

上述依據(jù)本實用新型的理想實施例為啟示，通過上述的說明內(nèi)容，相關(guān)工作人員完全可以在不偏離本項實用新型技術(shù)思想的范圍內(nèi)，進行多樣的變更以及修改。本項實用新型的技術(shù)性范圍并不局限于說明書上的內(nèi)容，必須要根據(jù)權(quán)利要求范圍來確定其技術(shù)性范圍。