飞机总体设计

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1、无人机整体设计算例之杨若古兰创作任务请求：飞行高度：30-200m，飞行速度：40-90km/h, 巡航速 度：18m/s,最大飞行速度28m/s,爬升率4m/s,续航时间：1h，最 大过载1.7,任务载荷分量：0.5kg，背包式运输，发射方式：手抛式， 回收方式：机腹着陆设计过程：无尾规划【方法：参考已有同类无人机】确定规划方式：主如果机翼、垂尾、动力、起落架等.（1）机翼根据经验或同类飞机确定：展弦比5.5-6，尖削比0.4-0.5，后掠角28，安装角2展弦比【展弦比增大，升致阻力减小，升阻比增大】【展弦比增大，弦长减小，雷诺数降低，气动效力降低】【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼

2、结构分量上升】 尖削比【尖削比影响升力展向分布，当展向升力分布接近椭圆时， 升致阻力最小，低速机翼普通取0.4-0.5】后掠角【后掠角添加，横向波动性增大，配下反角】【后掠角添加，尾翼舵效添加】【后掠角添加，纵向阻尼加强，纵向动波动性加强】下反角【上反角添加，横向波动性添加，下反角相反】安装角【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和便宜飞机的安装 角大约为2 ，运输机大约为1 ，军用飞机大约为0，在当前的设 计阶段，可通过气动计算来检查设计形态所须要的机翼实际的安装 角.】机翼外型草图(2) 垂尾垂尾方式：翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02【双重尾】(3) 动力零碎方式电动无

3、人机推进零碎安装地位次要有：机头拉进式、机尾推进 式、单发机翼前缘拉进式、双发方式、单发机翼后缘推进式.上面研讨 各种安插方式对规划设计的影响.动力方式利益缺点实例机头拉进式螺旋桨前方进气 波动未被干扰； 容易实现重心地 位设计；手抛发射不会对 发射员形成风险；排气被机身和机 翼禁止，影响动 力零碎的效力； 回收降落时，电 动机和螺旋桨容 易触地损坏机尾推进式机头可以安装任务设备；螺旋桨也不容易在着陆时触地损坏；对螺旋桨的干扰 较小；重心配置在设计 重心点非常困难；单发翼前缘拉 进式电动机不在占用 机头地位；以便在机头安装 任务设备；机身的阻力会发 生一个较大的低 头力矩；过高的机身也增大的结

4、构分量，浸润面积也比较 大双发翼前缘拉 进式机头安装摄像设 备安插须要两台电 动机，添加了零 碎的复杂性单发机翼后缘 推进式机头安装摄像设 备螺旋桨的滑流直 接吹在尾翼上， 形成无人机的波动性变更 ,-本方案为：机尾推进式2.无人机升阻特性（极曲线）估算前面确定了机翼的基本参数，要确定无人机的具体机翼参数，还 须要晓得“起飞分量”、“翼载荷”，然后进行规划缩放.确定起飞分量，关键是电池分量，电池分量由飞机须要的能量决 定，能量由飞机升阻特性决定.升阻特性由飞机规划方式决定，可参考 同类飞机，进行初步估算.飞机的极曲线：|匕=C。+匕,=C。+廊（1）零升阻力系数七寸，普通可取为2.x （一张纸

5、打比方）参考【参考面积统一为机翼面积】对于机身：|s浸湿=3.4*（S侧+S俯）/2对于机翼、尾翼，普通以翼型最大绝对厚度为基础计算.也能够直接根据各类飞机的统计值，拔取参考值.S这里假设：机翼：|T7i，则工2029； Sm 曰 3.4*0.1 T机身：取阡S疽0.05% 则|亍= 0.17|;S 垂尾：|S外或0.1S，则上竺9;（2）升致阻力因子e = 4.61*(1 - 0.045Ao.68)(cos A )0.15 - 3.1对于后掠翼飞机：=4.61*(1 -0.045*5.80.68)(cos28)0.15 -3.1 = 0.7518至此，可以估算得到飞机的极曲线（3）飞机极曲线

6、升阻比最大时，|C, =J0.0132/0.073 = 0.4252;CD = 0.0264最大升阻比：|0/D）m =/CD =16.1如果飞机分量晓得，获得了升阻特性，才根据速度可以得到功率需求，根据航时请求可以得到能量请求，即：起飞分量决定功率能量但是起飞分量次要包含机体结构、任务设备、动力安装、电池.而电 池分量又决定它包含的能量的多少.即：功率能量决定起飞分量确定其中一个须要依附对方，从而提出功重比的概念.起飞分量决定机翼大小，机翼大小又决定起飞分量，从而提出翼载 荷的概念.才艮据功率需求，可推出飞机功重比与翼载荷的束缚分析方程：普通情况下，可先根据经验值确定翼载，然后在无人机巡航、

7、爬 升、盘旋、最大飞行速度等多个工况下，由翼载计算功重比.名称翼展(m)机长(m)机翼面积(m2)分量(kg)翼载荷(kg/m2)Dragon EyeDuigan3-P15035UAVZALA421-08表4-1无尾规划小型电动无人机参数统计从统计值可知，翼载可取7kg/m2代入上式，可得到巡航形态爬升形态：手抛速度V=10m/s：V=0.5 (人手抛速度+巡航速度)=12m/s，Vy=4m/s:巡航盘旋形态工况功重比巡航形态爬升形态48.4 W/kg巡航盘旋形态20.1 W/kg最大平飞速度形态最大平飞速度形态来，然后根据一些限制条件(起飞距离.)，找范围，确定响应满足条件的 翼载和功重比若

8、干组.其中，回是结构分量，回是动力安装分量，四是电池分量，可是航空电子与任务设备.其中，回在分量设计中是不变的，是任务请求中给定的.（1）飞机结构分量其中，因为结构分量系数.普通起飞分量在几公斤范围内的小型无人机 结构分量系数在0.25-0.35范围内，作为初步分析，可取为0.3.惯例飞机品种结构分量系数飞机品种f1亚音速干线客机轻型中型重型（2）动力安装分量动力安装包含电机、减速器、螺旋桨等.电动飞机起飞分量不随飞行发 生变更.推导过程：其中，和为电机的最大输出功率，|（p/吧）为飞机最大功重比，E为动 力安装的比功率（功率/动力安装分量）.这一参数可以取统计值.【分析：最大功重比为 48.

9、4w/kg，小型手抛电动无人机分量不大于5kg，是以，最大需求的功率：250W】注：通常手抛电动无人机300w的电机分量约为100g，电调约为50g， 电机与螺旋桨连接器为30g.从而有，动力安装的分量约为（3）电池分量电池分量二能量/能量密度其中，回为飞行中电池提供的能量，回为电池实际比能量（能量密度）.其中，四为飞行中电池提供的平均功率，0为飞行时间.因为飞机在爬升段须要较高功率，在飞行高度不高（绝对地面200米），爬升段时间短，可以忽略，飞行中巡航段时间最长，下滑段可 以停车，飞行过程中分量不变，是以，口可暗示为其中，n、七、1、i分别为电机调速器效力、电机效力、减速器效力、 Ldjjs

10、j 螺旋桨效力.由为飞机巡航段的需用功率.回为巡航段飞机的升阻比.口为 巡航速度区为重力加速度.综上可得：电池分量表达式为 普通地，虬=0.9，% 二 ，气 T(没有使用减速器)螺旋桨效力：在未知转速的前提下，可以利用已有的小型螺旋桨效力- 速度曲线，预选一个初值.在巡航速度下，效力|气二，；在起飞爬升段， 效力g 二 。.从而得到：巡航段动力零碎效力：加二七罚几=.7*.7*.9二.44爬升段动力零碎效力：W=g几气=.7*.5*.9二.315-另外，还须要晓得电池特性：实际比能量与平均比功率上图可以利用电池的放电特性曲线：电压-放电时间曲线(分歧电 流下).(怎样转换，上网查，斜率是放电时

11、间)从上图中可以看出，MH-Ni比能量较低，但比能量随着比功率增 大变更较小，适合大功率短时间情形，即适合飞行时间短、速度大的 飞行器.LiSO2比能量高，但比能量随着比功率增大敏捷降低，适用于小功 率长时间情形，即适合飞行时间长、速度小的飞行器.是以，本方案拔取LiSO2电池，根据航时请求为1小时，斜线与曲 线交点得到，比能量：180Wh/kg,比功率：120W/kg.另外，也能够根据统计来取值电池的比能量比功率统计品牌容量(Ah)电压(V)分量(kg)放电倍率(C)比能量(70%)比功率(1h)AKE15dn power15105105HIMODEL415BLUEARROW12tp6000

12、-2s3pl612综上可知:(P 一 “.一 f门门门门 d 一.通常还要满足：| W匕八3 ； dd js lj de ,max，这是电池放电倍率限制的.(4) 飞机的起飞总分量 其中，叫为已知条件，在任务书中获取.综合前面可得：主如果根据曾经确定的无人机整体参数及功能参数，确定无人机的 需用功率，根据需用功率拔取合适的螺旋桨和电机.(1)需用功率/推力曲线无人机作定常平飞时，须要的功率取飞行速度：区 8m / s - 30m / s|，间隔|2m / s|.VCLCDL/DPD由| L二吓=q阿，求出叵，根据之前初步估计的升阻特性 七二0.0132 + 0.073C; |，求出日，再利用-

13、qSCD求求出回，进而求得冬. 进而画出厂可图.海平面下平飞需用功率曲线海平面下的飞机需用推力(2) 螺旋桨拔取请求：昌敏：以推力作为目标，以巡航作为设计点a、螺旋桨必须在全部飞行速度范围内，提供足够的推力，以满足功 率需求.最大飞行速度下，功率需求最大，螺旋桨的最大转速功率要大 于最大平飞需用功率.b、电动无人机以巡航速度飞行时间最长，努力实现螺旋桨在巡航速 度下效力最大化，且螺旋桨可用功率大于且接近其需用功率.从平飞需用功率曲线可知：最大需用功率为：43.4W，响应推力为：1.55N.（可以自已设计桨，也能够选择现有的桨）根据经验选择若干桨.桨的螺距、直径已知.螺旋桨的拉力系数、扭矩系数、功率系数：（以上参数可、巴只跟进前比有关）亏=Cp/2兀螺旋桨的效力：卜，a，E3 【注：转速用r/s】以上参数须要通过实验测量、PropCalc软件仿真来获得.第一步：通过实验获取前进比J=0（V=0）时的、C0普通情况下，通过六分量天平测试分歧转速 n下的螺旋桨的拉力T，通过电压电流测螺旋桨的功率？，从而可得到J=0时的CJ C 所选桨的螺距6 口寸、直径8 口寸（1英寸=0.0254米）nPCpTCT060007000 10000 注：普通小型无人机，经常使用转速10000r/min,因此 开.匕测试以此为中间向两侧睁第二步：获取分歧前进比J（V）下的且、自（留意：空速范围要覆盖所