飞机总体设计-设计过程及算例

1、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

2、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=0.042=0.02【双

3、重尾】表2-12尾翼容量系数典型值E机类型平尾垂尼£丁E机类型平尾J垂尾清翔机0.500.02E船0.700.06口制芯机0.050.04喷气教练机0.700.06通用航空K机一单发0,070.04喷气战斗机仇400r07通用航空飞机一双发O.SO0.07农用机0.50O.(M军用运输机/轰炸机1.000.08喷气运输机1.000.09双发涡轮螺旋桨£机O.(W0.0S(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

4、 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单发翼前缘拉进式机头可以安 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；电动机不在 占用机头位 置；以便在机头 安装任务设备；重心配置在 设计重心点 非常困难；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

5、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：Cd =Cd0 CD,i =Cd0 KC2（1）零升阻力系数Cd =c f2，一般可取为2.X （一张纸打比方）S参考【参考面积统一为机翼面积】对于机身：S旻湿=3.4* (描+S俯)/2对于机翼、尾翼，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。t /

6、c < 0.05 S*g =2.003&卜露t/c 0.05 S责= = 1.977+0.52*(t /c) S外露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：t/c = 0.1,则S辿=2.029;S机身：取 S侧=5俯=0.05S ,贝 1阻=3.4*0.1 =0.S 2垂尾：S外露=0.1S,则 2 =0.2029；SSCd 二Cfe=0.0055*(2.029 0.17 0.2029) = 0.0132(2)升致阻力因子对于后掠翼飞机:e=4.61*(1 -0.045A°.68)(cos.LE)°.15 -3.1=4.61*(1 -0.

7、045*5.8°.68)(cos28)°.15 -3.1 =0.751811K =0.073A-：e 5.8*3.14*0.7518至此，可以估算得到飞机的极曲线2Cd =0.0132 0.073Cl1.6Cd(3)飞机极曲线2Cd =0.0132 0.073Cl升阻比最大时，Cl -<0.0132/0.073 =0.4252;Cd =0.0264最大升阻比：(L/D)max =Cl/Cd =16.13 .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、

8、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:P (WT); gVyqv c + C Wt/S -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)Mm (kg)翼载荷(kg/m2)Dragon Eye1.140.90.352.77.7Duigan3-0.

9、96.57.2P150351.51.060.5252.9-4.65.52-8.76UAVZALA421-080.80.410.251.76.8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：J W2CL起飞=1卬2=13.42L2s21.1V=0.5 (人手抛速度+巡航速度)=12m/s, Vy=4m/s：功重比为：48.4 W/kg巡航盘旋状态:V=18m/s, n=1.73;功重比为：20.1 W/kg最大平飞速度状态：V=28m/s;功重比为：33.9W/kg工况功重比巡航状态11.19W/kg爬升

10、状态48.4 W/kg巡航盘旋状态20.1 W/kg最大平飞速度状态33.9W/kg由上得出最大功重比为：48.4 W/kg,巡航功重比为：11.19W/kgWt/S20015010050实际上，各种工况下，翼载与功重比之间关系图可以画出来，然 后根据一些限制条件（起飞距离。oooo）,找范围，确定相应满足条件 的翼载和功重比若干组。4 .起飞重量确定WT =W W2 W3 W4其中，Wi是结构重量，W2是动力装置重量，W3是电池重量，W4是航 空电子与任务设备。其中，W4在重量设计中是不变的，是任务要求中给定的(1)飞机结构重量Wi = fl Wt其中，fi为结构重量系数。一般起飞重量在几公

11、斤范围内的小型无人 机结构重量系数在0.25-0.35范围内，作为初步分析，可取为 0.3。常规飞机种类结构重量系数飞机种类f1亚音速干线客机轻型0.30-0.320.28-0.30重型0.25-0.27OOOOOOOOOO O O O O O(2)动力装置重量动力装置包括电机、减速器、螺旋桨等。电动飞机起飞重量不随飞行 发生变化。W2 = f2 Wt推导过程:W2 =Pmax(P/WT)maxCT .CT .djdjWt其中，Pmax为电机的最大输出功率，(P / Wt )max为飞机最大功重比，。dj为动力装置的比功率(功率/动力装置重量)。这一参数可以取统计值。【分析：最大功重比为 48

12、.4w/kg,小型手抛电动无人机重量不大于5kg,因此，最大需求的功率：250W1注：通常手抛电动无人机300w的电机重量约为100g,电调约为50g,电机与螺旋桨连接器为30g。从而有，动力装置的重量约为W2 = 0.25kg（3）电池重量电池重量=能量/能量密度W3 = E/e其中，E为飞行中电池提供的能量，e为电池实际比能量（能量密度）。E -P/4t<200其中，P/4为飞行中电池提供的平均功率，t为飞行时间。由于飞机在爬升段需要较高功率，在飞行高度不高（相对地面 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，飞行过程中重量不变，因此，P4可表示为P/4 =

13、L/K V WTg/K V g/K VWTt dj js lj t dj js lj t dj js ljt dj js ljt dj js lj其中，1、/、"js、分别为电机调速器效率、电机效率、减速器效率、螺旋桨效率。Preq为飞机巡航段的需用功率。K为巡航段飞机的升阻比。V为巡航速度。g为重力加速度。综上可得：电池重量表达式为W3 = E / e = P/4t / e =Preqt1PreqW 二t dj js lj e t dj js IjWTxh1wt = f3 WTdc.xh般地，t =09 dj =07 js =1（没有使用减速器）螺旋桨效率：在未知转速的前提下，可以

14、利用已有的小型螺旋桨效率-速度曲线，预选一个初值。在巡航速度下，效率 , =0.7；在起飞爬升段，效率、 =0.5。Propeller Efficiency 啕 Velocity for Several Difflenent Pitch/Diameter Ratios.一 ， 020406080100120140V (Its)从而得到:巡航段动力系统效率：=j t = 0.7*0.7*0.9=0.44爬升段动力系统效率：=dj j t = 0.7*0.5*0.9=0.315另外，还需要知道电池特性:实际比能量与平均比功率MH-Ni电池f r-t h飞行时间增加Li双电池 cqf'L5h

15、240200160幽8040。号qM.E.Sh100 200 300 400 500 600%/ W kg-1图1 2种电池产品的实际比能量和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(不同 电流下)。(怎么转换，上网查，斜率是放电时间)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 大变化较小，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。LiSQ比能量高，但比能量随着比功率增大迅速下降，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。因此，本方案选取LiSQ电池，根据航时要求为1小时，斜线与 曲线交点得到，比能量：180Wh/kg,

16、比功率：120W/kg。另外，也可以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)重量(kg)放电彳t率(C)比能量(70 %)比功率(1h)AKE2.211.10.16615102.3102.3dn power2.1511.10IMODEL414.80.4291596.296.2BLUEARROW2.211.10.15612109.3109.3tp6000-2s3pl611.10.38112121.6121.6综上可知:1Preqf3 -t dj js ljWt/二dc.xh1*11.19 /120 = 0.21190.44通常还要满足：|<

17、f31%s，j ddc,max ,这是电池放电倍率限W max'''制的。(4)飞机的起飞总重量WT -1 - f1 - f2 - f3其中，W4为已知条件，在任务书中获取。综合前面可得:Wt -W4W20.5 0.251 - f1 - f3 -1 - 0.3-0.2119=1.5366kgW =0.4610kgW = 0.23kgW = 0.3256kgW4 = 0.5kg5.电推进系统设计主要是根据已经确定的无人机总体参数及性能参数，确定无人机 的需用功率，根据需用功率选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，需要的功率取飞行速度：V =8

18、m/s-30m/s ,间隔2m/s。由L =WTg =qSCL ,求出Cl ,根据之前初步估计的升阻特性Cd =0.0132 +0.073C2 ,求出Cd ,再利用D =qSCp求出D ,进而求得Ppx。进而画出Ppx-V图。VClCdL/DPD8.00001.75010.23687.390916.29962.049110.00001.12010.104810.689414.08741.416812.00000.77780.057413.559013.32731.117014.00000.57150.037015.428413.66450.981616.00000.43750.027216.1

19、00714.96450.940618.00000.34570.021915.768017.19020.960520.00000.28000.018914.797020.35361.023522.00000.23140.017113.525824.49331.119724.00000.19450.016012.183729.66321.243126.00000.16570.015210.897835.92711.389728.00000.14290.01479.725443.35471.557330.00000.12450.01438.684452.02001.743955|.C-50L.45-

20、40-)35_,W 30-25r20-15 -、-10 11J:51015202530V(m/s)海平面下平飞需用功率曲线2.221.81.6D1.41.210.851015202530V海平面下的飞机需用推力(2)螺旋桨选取要求：昌敏：以推力作为指标，以巡航作为设计点a、螺旋桨必须在整个飞行速度范围内，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 速度下效率最大化，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,相应推力为：1.

21、55N。(可以自已设计桨，也可以选择现有的桨)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：_ T _ Q _ PCt=而; CQ=而; CP=W(以上参数Ct、Cp只跟进前比有关)Cq=Cp/2n螺旋桨的效率： UJCT, J=K 注：转速用r/sCpnDp以上参数需要通过实验测量、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Ct0、Cp0一般情况下，通过六分量天平测试不同转速 n下的螺旋桨的拉力T,通过电压电流测螺旋桨的功率 巳 从而可得到J=0时的Cm、Cp0所选桨的螺距6 口寸、直径8 口寸(1英寸=0.0254米)

22、nPCp0TCT0600026.50.06242.90.1389700042.10.06253.90.137210000122.90.06268.10.1396.注：一般小型无人机，常用转速 10000r/min,因而测试以此为中心 向两侧展开。第二步：获取不同前进比J (V)下的Ct、Cp(注意：空速范围要覆盖所设计无人机的飞行速度范围，转速固 定为 10000r/min)【方法一】查文献，找桨的Cp-V (Cp-J), Ct-V (Cp-J)曲线。利用文献桨与所选桨在V=0时的系数C，C二，对文献桨的Cp-V, CT0,所选桨 CP0,所选桨CT-V曲线平移，得到所选桨的Cp-V, CT-

23、V曲线(主要原因：目前没有折算公式)。【方法二】通过仿真软件PropCalc计算，并结合静态结果修正【方法三】风洞测试所选桨的螺距6 口寸、直径8 口寸（1英寸=0.0254米）JCpCt00.06240.1389.0.29530.07150.12350.354310.07190.11970.41340.07130.11900.47240.06940.10430.531510.06640.09730.59060.06230.07910.64960.05630.06410.70870.04890.04970.76770.04020.03770.82680.02940.0245注：G /Ct在转速

24、固定下改笠空速，实际上是改变 了前进比。第三步：计算不由J （改变V, n=10000r/min）对应下的各螺旋桨效 率。，确定最大效率-前进比曲线。以“巡航速度效率最高，各速度效 率普遍较高”为准则，确定所选螺旋桨。（或改进螺旋桨，再提高效率。）【注：转速不变，空速变化，相当于改变前进比，也可以用6000转，出来的曲线折算为前进比后，应该是一致的】螺旋桨的效率：=Jcp, J=D pJ10/nD12/nD14nD18nD18nD20/nD2ZnD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.826

25、80.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69【注：效率只跟前进比有关，因为CCp也只与前进比有关，与转速绝对值没关系】【分析：从上图中可以看出，螺旋桨最高效率为0.75,对应前进比约为0.5-0.8之间，效率都在0.7以上。这一效率最好在巡航速度下出现。同时可根据最高效率，可选择最佳的螺旋桨】第四步：利用Cp计算最大飞行速度下的最大转速功率 巳 并进功率校核。(多个桨则可以的选择：大于且接近需用功率)转速3002602202001801601401201006040202802408022 20以 24 2228 26V(m/s)1218 16 14010

26、P(W)(V, n)对应下功率P数据nV10121416182010029.226.421.217.1-112.542.912559.1137.5150162.5175187.5200nV242628100-112.5-125-137.5-15028.6162.552.817586.4187.5124.5200169.8校验功率能否满足：最大转速功率 最大平飞功率/最大效率。（如 果多桨，则可以根据功率情况进行选择，以"可用功率 需用功率且两 者接近”为准则，排除一部分）【分析：由前可知，最大需用功率为：43.4W,可在最大飞行速度下，螺旋桨功率满足大于且接近的要求。最小功率需求是在

27、12m/s下为13W,在12m/s下，螺桨最小转速功率为29W,较为接近。】第五步：一旦选定螺旋桨，则根据巡航速度 V下的效率最大化确定巡航最佳转速。（这就为电机选择提出了要求）a.巡航状态昌敏做法：巡航速度：18m/s,推力：0.9605ND=0.8J10/nD12/nD14nD16/nD18/nD20/nD2ZnD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.8268刀0.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69n (V=18m/s)299.9752250.0

28、217214.2784187.5163166.6654149.9876136.3650124.9932115.3871107.1392x100001.79991.50011.28571.12511.00000.89990.81820.75000.69230.6428T23.209615.627211.41137.65945.64463.71642.48941.62171.04830.58730.80.750.70.650.60.550.50.450.60.811.21.41.61.80.44x 10252015T1051.61.84x 100 0.60.811.21.4转速巡航转速约6500转

29、，效率约0.72从功率角度也可以，避免了以下的迭代再由CT二备;CQ-Q-;；n2D5;P %3D5算出功率，计算出扭矩。为电机选择作输入，选取效率最高的电机。电机最大工作电压16.9V下，计算不同速度下的可用推力或功率，进而确定最大最小飞行速度，即速度范围。需要迭代计算，迭代出合适 的转速。效率就不考虑了。%巡航速度：18m/s?满足效率最高，螺旋桨功率：Pprop=；P = 17t19 -22.34W j 0.75V18n161r / s = 9620r / minJD 0.55*0.254*0.8功率校核：（实际上不用校推力，只要功率即可）_3535P=CP :nD =0.0623*1.

30、225*161 *(0.254*0.8)= 110.3W >22.34WT =CT：n2D4 =0.0791*1.225*161 2*(0.254*0.8) 4 =4.28N >0.995N以n=9600r/min为巡航转速，效率最高，但螺旋桨功率过高，不匹配，不合适。【降低转速，损失一点效率，换取功率】? 取 n=7500r/min , J=0.7087,效率为?=0.72,螺旋桨功率：Pprop = = 1719 = 23.88W p p j 0.72功率校核： 3535P=CP： nD =0.0489*1.225*125 *(0.254*0.8)=86.6W >23.8

31、8W? 取 n=6000r/min , J=0.8858,效率为?=0.66螺旋桨功率：Pprop = = 1719 = 26.05W p p j 0.66功率校核： 3535P =Cp = n D =0.0294*1.225*100 *(0.254*0.8)= 12.4W <26.05W螺旋桨功率不足，舍去。【分析：如果想定在此效率、转速，则需优化气动特性，改进升阻比，降低需用功率。】?取 n=7000r/min , J=0.7593,效率为?=0.72螺旋桨功率：Pprop = =1719 = 23.88W p p j 0.72功率校核：P=GP D=0.041*1.225*( 73

32、0 00/60)1(0. 2A23.880V 8 )2 7.6?反复迭代，约6900转为最佳转速，可以满足效率与功率兼 得。巡航最佳转速:n=6800r/min , J=0.7816, ?=0.70螺旋桨功率：Pprop = £ = 1719 = 24.55W p p j 0.70功率校核：_3_ 535P =Cp： nD =0.038*1.225*(6800 /60) *(0.254*0.8)-24.53W巡航扭矩：Q =与"=24笆一=0.034N mn *2 二 (6800 / 60)*2 二【分析：如果想进一步提高效率，则需换桨，因此要准备尽可 能多的螺桨作为备选桨

33、。如果选择了效率最高的桨，仍想再提高效率, 则需要改进飞机升阻特性。也就是说，一方面改桨，一方面改飞机升 升阻特性】【总结：为什么不能用需用功率、推力反推转速，因为这是一 个隐式关系，无法事前确定Ct,Cpb.最大飞行速度状态飞机需用功率：43.4W,飞行速度：28m/s?由前面的功率-转速-速度表可得出，取转速 n=162.5r/s,(9750r/min),前进比为 J=0.848Q 效率?=0.65,螺旋桨功率：Pprop =*=66.8Wp p j 0.65功率校核：P =CP ：n3D5 =0.025*1.225*(9750 /60)3*(0.254*0.8) 5 =45.5W <

34、;66.8W 功率不足。取 n=175r/s (10500 r/min),前进比为 J=0.7874 效率?=0.71螺旋桨功率：Pprop =£ = 434 =61.1W p p j 0.71功率校核：_3535P=CP：nD =0.036*1.225*(175) *(0.254*0.8)=81.9W>61.1W? 取 n=167r/s(10000 r/min),前进比为 J=0.8274,效率?=0.68螺旋桨功率：Pprop =竺 -63.8W prop j 0.68功率校核：_ 3535P =Cp ：n3D5 = 0.029*1.225*(167) 3*(0.254*0

35、.8) 5 = 57.0W <63.8W反复迭代? 取 n=170r/s(10200 r/min),前进比为 J=0.8106,效率？=0.70螺旋桨功率：Pprop = £ =丝3=62.0W p p j 0.70功率校核：_ 3535P =CP ：n3D5 = 0.030*1.225*(170) 3*(0.254*0.8) 5 = 62.5W «62.0W最大飞行速度转速为：10200 r/min最大飞行速度扭矩为：Q =且竺=竺 =0.0585 N m n*2 二(10200/60)*2 二C.爬升状态任务书中：爬升率为4m/s,爬升平均速度为：12m/s飞机需

36、用功率：Pprop =WTgVy DV =1.5366*9.8*413.3273=73.6W? 取转速 n=200r/s (12000 r/min)V =山22 +42 =12.6m/s, J=0.3113 ?=0.51螺旋桨功率：Pprop =上=.=144.3W p p j 0.51功率校核：_3535P=CP：nD = 0.0717*1.225*(200)*(0.254*0.8)= 243.4W >144.3W功率不接近。? 取转速 n=187.5r/s (11250 r/min)V = J122 +42 =12.6m/s, J=0.3307 ?=0.54螺旋桨功率：Pprop =

37、 E =冬=136.3W p p j 0.54功率校核：3535P=CP：nD =0.0718*1.225*(187.5) *(0.254*0.8)=200.9W >144.3W? 取转速 n=175r/s (10500 r/min)V = J122 +42 =12.6m/s, J=0.3543 ?=0.59螺旋桨功率：Pprop=£=冬=124.7川 p p j 0.59功率校核：P =Cp ：n3D5 =0.0719*1.225*(175) 3*(0.254*0.8) 5 W63.5W >124.7W? 取转速 n=162.5r/s (9750 r/min)V =也2

38、 +42 =12.6m/s, J=0.3816 ?=0.64螺旋桨功率：Pprop =上二型=115.0W p p j 0.64功率校核：P =CP ：n3D5 =0.0716*1.225*(162.5) 3 *(0.254*0.8) 5 =130.4W >115.0W? 取转速 n=150r/s (9000 r/min)V =J122 +42 =12.6m/s, J=0.4134 ?=0.69螺旋桨功率：Pprop = = 73.6 = 106.7W p p j 0.69功率校核： _3535P=CP :nD =0.0713*1.225*(150) *(0.254*0.8)=102.1

39、W <106.7W反复迭代，爬升最佳转速约为：9000r/min爬升扭矩为：Q=pr±=一"B =0.1132N m n*2 二(9000/60)*2 二状态螺桨效率螺桨功率最佳转速扭矩爬升0.69106.790000.1132巡航0.7024.668000.0340最大速0.7062.0102000.0585(3)电机的选择电机的主要性能参数有：Kv ,内阻Rm,空载电流I0电机的效率：dj=Mp选择电机的要求：巡航效率高,电机的输出扭矩：Q =Kt(I -I。)电动机的电压:nU = IRm KV电机扭矩常数与KV值的关系：309.5二 KvKv根据上面公式：Q

40、I U备选电动机的性能参数型号Kv空载电流I。(A)内阻Rm(Q)重量(g)Hacker A20 34S15000.90.14742.5Hacker A20 22L9240.80.10956.7HiMax HC2812-06506500.360.28560.2HP-Z3007-2612401.80.0676.5转速单位：r/min飞机巡航状态下电机的电流、电压、功率、效率型号电流电压功率效率Hacker A20 34S6.26845.454834.19290.7194Hacker A20 22L4.10697.807032.06260.7672HiMax HC2812-06502.686311

41、.227130.15940.8157HP-Z3007-266.23795.858136.54220.6732飞机爬升状态下电机的电流、电压、功率、效率型号电流电压功率效率Hacker A20 34S18.77378.7597164.45200.6488Hacker A20 22L11.810211.0276130.23820.8193HiMax HC2812-06508.105316.1562130.95080.8148HP-Z3007-2616.57568.2526136.79180.7800飞机最大飞行速度状态下 电机的电流、电压、功率、效率型号电流电压功率效率Hacker A20 34S

42、10.13688.290184.03510.7378Hacker A20 22L6.489911.746476.23300.8133HiMax HC2812-06504.362616.935673.88320.8392HP-Z3007-269.43588.792082.95960.7474【分析：由上面可以看出，电机效率最高为HiMax HC2812-0650其工作电压最大，工作电流最小。】综上所述，本方案螺旋桨采用 Taipan8-6,电机采用HiMaxHC2812-0650巡航状态：桨的效率 0.70,电机效率0.8157,巡航状态电机电压11.3V,电机最大工作电压16.9V,采用5节聚

43、合物锂电 池串联，电压为3.7*5=18.5,电池重量：0.31kg。近似等于与之前估 计值。【注：如果严重大于前面估计值，还得重新走一遍前面的设计工作。】6 .飞机布局几何参数确定(1)机翼几何参数根据翼载可得: 机翼面积： S =WT /(W/S) =1.5366/7 = 0.2195m2翼展：B = /AS =:0.2195*5.5 -1.1m几何平均弦长：b二l二詈。平均气动弦长:一 2 0.5822b=&.0 b(z)2dz=&SS0.58 ,0.13-0.27 12 . z 0.27 dz = 0.2233m00.58根弦长：=空空2 =0.2661(1 )B 1.

44、5*1.1尖弦长：0.133机翼视图(2)翼型的选择本方案设计的无尾布局电动无人机尺寸小，飞行速度低，雷诺数很小。翼型厚度相对较小【不能太小，重量过大】。起飞和着陆段可 能需要人工遥控飞行，飞机必须具有很好的自然飞行稳定性， 由于飞 翼布局无平尾，这要求机翼具有正的零升俯仰力矩。总体对翼型的要求：S型翼型，较高的升阻比，低雷诺数下的翼 型效率较高，在整个飞行速度范围内力矩线性变化。现有的小型无尾式无人机和飞翼模型的翼型有：EMX-07 MH62、E186 S501a HS51Q备选翼型翼型相对厚度最大厚度位置相对弯度最大弯度位置EMX-079.9%29.7%2.53%20.6%MH629.29

45、%26.9%1.59%36.6%E18610.23%29%1.30%29%S50109.82%27%2.19%27%HS5108.79%27%2.19%27%a.设计点设计升力系数：【设计升力系数是指飞机常用的升力系数，通常指巡航飞行时的升力系数。】Cl=WL"80.5*1,225*182 =0,34571设计雷诺数：【采用几何平均气动弦长：S/B】Re1.225*18*0.2195 /1.15 =2.9*101.527*10b.翼型气动性能分析从Cm-alpha曲线上可以看出：只有 EMX07 E186零升俯仰力矩系数为正，其它的均为负，纵向配平较难。E186零升俯仰力矩系数大，但

46、从升阻比曲线上可以看出，EMX07最大升阻比大，从CL-alpha 曲线上看出，EMX07失速迎角大。从CL-Cd曲线上可以看出，在设计 升力0.3457附近，阻力基本不变。而且在不同雷诺数下，EMX07的零升俯仰力矩系数变化不大。EMX47 二MH S2 =E1K (10.27*1 =S5fl10 =H5 510 =AlphaAlphaRe = 300000EMX-07 =MH 62 ;E186 (10.27)«S5010-HS510«alphaRe > 300000EMX-07-MH 62 =E186 (ie.27%)«S5010>HS510 =C

47、dRe 2W囤=Re犯於0C二Re 4.OOOM =EHX47殳士一言9.赳.有25.7%育黄 员大由三工海在西S:M芭综上分析，本方案选用翼型为：EMX-07取大厚度零升迎角零升力矩系 数最大升力系 数最大升阻比失速迎角9.9%-0.80.0151.217511翼型升力线 斜率线性迎角范 围6.959(4)舵面设计尾翼详细参数计算采用典型飞机的尾翼容量系数法，本方案尾容系数初步为Cvt =0.02。【尾容系数*尾翼升力系数=尾翼产生的力矩系数】从机翼俯视图上看，可得：Lvt :、B/2*tan 上=1.1/2*tan 28 = 0.2924m由Cvt =包包可得：SwbwCvTSwbw0.0

48、2*0.22*0.2垂尾圆积：Svt = = 0.003mLvt0.2924平尾垂尾AAAA战斗机3-402-0.40.6-1.40.20.4滑翔机6700.3-051.5-2 00.4F.6其它350.30.61.32.00.30.6T型尾翼一07*1.206-1.0展弦比：2.0;垂尾后掠角：45翼展：.2.0*0.0030.08m垂尾平均气动弦长：包 ="03 = 0.0375m0.080.08根梢比：0.5;根弦长：0.05,梢弦长：0.025重尾视图小型无尾布局电动无人机大多采用升降副翼混合控制实现俯仰和 偏航控制，一般在机翼后缘布置舵面，利用控制系统实现副翼和升降 舵的功

49、能。舵面设计在前期阶段不重要，要根据后期操纵性能来进一步修改。对速度不高的飞机，舵面相对面积约取为 0.304副翼面积相对 机翼面积一般5%7%副翼相对弦长约为20%25% 一般副翼偏角 8 ,不超过25。本方案无人机的升降副翼布置在翼尖。弦长取机翼平均弦长的12%,为0.025m升降副翼面积为：0.22*5%=0.011m2展长：0.44m后缘上下偏角士 257 .重心位置确定由于本方案飞机起飞着陆时需人工操纵，所以需要有较好的静定 性。初步确定纵向静稳定裕度为Cm,cL=0.08。即Cm,CL =Xm-Xc=Xm-Xc = -0.08 b b其中，Xm -元为全机重心位置与全机焦点位置间的距离与平均气动 弦长之比。重心位置由内部装载布置确定，焦点则由气动布局确定。利用AAA飞机设计软件计算无人机的焦点位于机翼根弦前缘点后 距离。(使用软件来确定飞焦点)对于本方案的飞翼布局，机翼焦点可近似为全机的焦点，具体确定后掠翼焦点的方法如下:_20.58Xc =0.25 +前 J0 x(z)b(z)dz120.58 z* tan A4 0.2195*0.2233 00.13