飞机总体设计 - 设计过程及算例..doc

无人机总体设计算例 任务要求：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，任务载荷重量：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： 1.布局形式及布局初步设计 无尾布局 【方法：参考已有同类无人机】 确定布局形式：主要是机翼、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°，下反角 1.5°， 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，气动效率降低】 【展弦比增大，弦长减小，翼型厚度减小，机翼结构重量上升】 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，低速机翼一般取0.4-0.5】 后掠角 【后掠角增加，横向稳定性增大，配下反角】 【后掠角增加，尾翼舵效增加】 【后掠角增加，纵向阻尼增强，纵向动稳定性增强】 下反角 【上反角增加，横向稳定性增加，下反角相反】 安装角 【巡航阻力最小对应机翼的迎角，通用航空飞机和自制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°，在以后的设计阶段，可通过气动计算来检查设计状态所需要的机翼实际的安装角。】 机翼外型草图 （2）垂尾 垂尾形式：翼尖垂尾 尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【双重尾】 （3）动力系统形式 电动无人机推进系统安装位置主要有：机头拉进式、机尾推进式、单发机翼前缘拉进式、双发形式、单发机翼后缘推进式。下面研究各种布置形式对布局设计的影响。 动力形式 优点 缺点 实例 机头拉进式 螺旋桨前方进气稳定未被干扰； 容易实现重心位置设计； 手抛发射不会对发射员造成危害； 排气被机身和机翼阻止，影响动力系统的效率； 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位置； 以便在机头安装任务设备； 机身的阻力会产生一个较大的低头力矩； 过高的机身也增大的结构重量，浸润面积也比较大 双发翼前缘拉进式 机头安装摄像设备 布置需要两台电动机，增加了系统的复杂性 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，造成无人机的稳定性变化 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，还需要知道“起飞重量”、“翼载荷”，然后进行布局缩放。 确定起飞重量，关键是电池重量，电池重量由飞机需要的能量决定，能量由飞机升阻特性决定。升阻特性由飞机布局形式决定，可参考同类飞机，进行初步估算。 飞机的极曲线： 零升阻力系数 ，一般可取为2.X（一张纸打比方） 【参考面积统一为机翼面积】 对于机身： 对于机翼、尾翼，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。 也可以直接根据各类飞机的统计值，选取参考值。 这里假设：机翼：，则; 机身：取，则; 垂尾：，则; （2）升致阻力因子 对于后掠翼飞机： 至此，可以估算得到飞机的极曲线 （3）飞机极曲线 升阻比最大时， 最大升阻比： 3.功重比与翼载荷的确定 如果飞机重量知道， 获得了升阻特性，根据速度可以得到功率需求， 根据航时要求可以得到能量要求， 即：起飞重量决定功率能量 但是起飞重量主要包括机体结构、任务设备、动力装置、电池。而电池重量又决定它包含的能量的多少。 即：功率能量决定起飞重量 确定其中一个需要依靠对方，从而提出功重比的概念。 起飞重量决定机翼大小，机翼大小又决定起飞重量，从而提出翼载荷的概念。 根据功率需求，可推出飞机功重比与翼载荷的约束分析方程： 一般情况下，可先根据经验值确定翼载，然后在无人机巡航、爬升、盘旋、最大飞行速度等多个工况下，由翼载计算功重比。 表4-1 无尾布局小型电动无人机参数统计 名称 翼展(m) 机长(m) 机翼面积(m2) 重量(kg) 翼载荷(kg/m2) Dragon Eye 1.14 0.9 0.35 2.7 7.7 Duigan 3 - 0.9 6.5 7.2 P15035 1.5 1.06 0.525 2.9-4.6 5.52-8.76 UAVZALA421-08 0.8 0.41 0.25 1.7 6.8 从统计值可知，翼载可取7kg/m2 代入上式，可得到 巡航状态：V=18m/s：功重比为：11.19W/kg 爬升状态： 手抛速度V=10m/s： V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m