30公斤级别UAS无人机系统方案设计报告(航空无人机毕业设计)UAV固定翼

30UAV无人机设计报告共45页XXXXXXX公司XXXXXXX公司2015年08月30UAS无人机设计报告PAGE1拟制:校对:审核:批准:目录40281系统主要功能与技术性能指标 4249881.1主要功能 4226271.2主要技术指标 4221552飞机系统 4321392.1飞机构型及主要参数 423892.1.1气动构型 4297052.1.2主要构形参数 662422.2气动性能 645862.2.1全机纵向特性 6301522.2.2横航向气动特性 931322.2.3全机动导数 10103432.2.4升降舵、方向舵、副翼操纵效能特性 1010882.3动力装置 11130122.3.1发动机 11100272.3.2螺旋桨 12139812.4重量与重心 12155752.4.1重量 12242352.4.2重心 1494932.5飞行性能计算 14127582.5.1长航时型飞行性能计算结果 141312.5.2高空型飞行性能计算结果 16140482.5.3计算结论以及飞行性能指标建议 18268932.6飞行品质计算 18239182.6.1飞机基本参数 18326452.6.2计算与分析 19316812.7飞机气动载荷计算 20325062.7.1坐标系定义 20284722.7.2载荷计算参数 20193742.7.3机翼载荷计算 2076542.7.4水平尾翼载荷计算 24253132.7.5垂直尾翼载荷计算 25188732.7.6水平尾翼严重载荷情况 27311762.7.7垂直尾翼严重载荷情况 27271462.8飞机结构设计 28198152.8.1机翼 2898762.8.2机身 30292332.8.3垂尾和尾撑 30100102.8.4平尾 31106412.8.5起落架 32177342.9飞机设备布置 33系统主要功能与技术性能指标主要功能主要技术指标最大起飞重量：30kg巡航速度：80-100km/h最小飞行速度：60km/h(海平面)最大飞行速度：125km/h（海平面）最大起飞高度：2500m(基本型)3500m(高功率型)升限：5000m(基本型)6000m(高功率型)续航时间：12h(无起落架，海拔500m，低功率型)6h(有起落架，海拔500m，高功率型)任务载荷6kg起飞滑跑距离：100m(基本型，海拔500m)50m(高功率型，海拔500m)起降方式：弹射起飞/轮式滑跑起降飞机系统飞机构型及主要参数气动构型飞机采用双尾撑、正常式布局。大展弦比机翼、中置推力螺旋桨、前三点式起落架的布局方案。飞机控制舵面有副翼、升降舵和方向舵。飞机三面图、三维造型示意分别见图1，图2。图1飞机三面图图2飞机三维图主要构形参数全机全机总长：2540mm停机高度：735mm机翼展长：3800mm机身(不含尾撑、尾翼)机身长度：1685mm机身高度：220mm最大宽度：230mm机翼安装角：2°上反角：0°前缘后掠角：8°机翼面积：1.33m2参考机翼平均气动弦长：350mm参考机翼展弦比：10.7垂尾垂尾高：367mm前缘后掠角：25°垂尾根弦：298mm平尾展长：800mm平尾弦长：220mm气动性能将机翼、机身、尾翼等干净全机和起落架进行气动力分析计算。全机纵向特性见图3-图6；图3干净构型基本纵向特性曲线图4干净构型基本纵向特性曲线图5干净构型基本纵向特性曲线图6干净构型基本纵向特性曲线起落架的气动特性，尤其是阻力特性，对全机气动特性有着很大的影响，因此，对起落架也进行气动计算，图7显示了起落架气流绕流情况。图7机轮附近绕流考虑起落架的阻力影响，飞机的带起落架的气动特性见表1所示。表1带起落架构型的气动特性aCLCDCMCL/CD-20.199410.05920.113283.365700.389610.05870.084896.635420.57470.06290.057339.137640.758810.07180.0109910.567960.936350.0843-0.0409911.110681.10230.1003-0.0975610.9849101.25030.1207-0.1595310.3575121.34770.1492-0.244139.0315141.31870.1934-0.301716.8189161.10430.2857-0.31313.8649对比带起落架和干净构型的气动特性计算结果，由于起落架的影响，使得飞机最大升阻比降低了2，达18%，影响较大。横航向气动特性表2基本横航向特性数据表-0.7175-0.05630.0329全机动导数根据飞机气动外形估算了全机动导数。注：单位为1/表3纵向动导数计算结果0.8-3.1594.85-12.8表4横航向动导数计算结果-0.0006-0.560.0619-0.0369-0.1456-0.01340.00770.0001-0.0001升降舵、方向舵、副翼操纵效能特性单位为1/升降舵操纵导数表5升降舵操纵导数计算结果0.18040-0.7021方向舵操纵导数表6方向舵操纵导数计算结果0.13260.0067-0.0004副翼操纵导数表7副翼操纵导数计算结果0-0.07980.0072动力装置无人机动力装置由发动机和螺旋桨组成。发动机发动机两种配置，分为高功率型和低功率型。第一种为正常配置，发动机选用德国3W-56i双缸二冲程活塞式发动机，见图8；发动机主要技术参数汽缸排量：56cc最大功率：4kw工作转速：1500～8500r/min重量：1.85kg供电电压：6.0-8.4V螺旋桨：18＂×16＂二叶推进螺旋桨燃油：97#汽油+润滑油图83W-56i双缸二冲程活塞式发动机第二种为高功率配置，发动机选用3W-85i单缸二冲程活塞式发动机，见图9。发动机主要技术参数汽缸排量：85cc最大功率：6.7kw工作转速：1500～8500r/min重量：2.4kg供电电压：6.0-8.4V螺旋桨：20＂×16＂二叶推进螺旋桨燃油：97#汽油+润滑油图93W-85i单缸二冲程活塞式发动机螺旋桨螺旋桨采用定距推进式桨，综合考虑巡航速度和发动机功率，3W-56i发动机采用18”x16”两叶螺旋桨，3W-85i采用20＂×16＂两叶螺旋桨。重量与重心重量飞机起飞重量27.5kg，重量组成见表8所示。飞机分为长航时型和高空型。长航时型安装3W-56i发动机，不安装起落架；高空型安装3W-85i发动机，安装装起落架。表8飞机重量组成序号项目重量小计(kg)航电设备1航电设备12.32机载电源13电缆0.3结构重量4机翼2.585机身3.56垂尾1.27平尾0.8起落架(高空型)8前起落架0.41.99主起落架1.5动力装置/10长航时型发动机(3w-56i)2211高空型发动机(3w-85i)2.62.612螺旋桨0.20.2任务设备13任务设备66燃油重量14状态1(航时12h)9915状态2(航时6h)6.56.5合计长航时型(安装发动机3w-56i)27.5高空型(安装发动机3w-85i)27.5重心飞机重心位于距机头1005mm处，30%平均气动弦。见图10所示。图10飞机重心位置飞行性能计算飞行性能按照起飞重量27.5kg，长航时燃油重量9kg，高空型燃油重量6.5kg。长航时型飞行性能计算结果最大爬升率图11最大爬升率Vy(m/s)~H(m)曲线（升限5300m）飞行包线图12飞机飞行包线续航性能图13续航飞行时间曲线高空型飞行性能计算结果最大爬升率图14最大爬升率Vy(m/s)~H(m)曲线（升限7300m）飞行包线图15飞机飞行包线续航性能图16续航飞行时间曲线计算结论以及飞行性能指标建议飞行性能计算结果汇总如下表：表9飞行性能计算计算结果升限H=0m最小平飞速度H=0m最大平飞速度基本型5300m60km/h125km/h高空型7300m60km/h140km/h上述计算结果为飞行性能理论值，与飞机的实际飞行性能存在一定的偏差，因此无人机飞行性能指标建议如下：①最大平飞速度：≥130km/h③巡航速度：80～120km/h④实用升限：≥5000m（长航时型）≥6000m（高空型）⑤续航时间：≥6h（高空型）≥12h（基本型）飞行品质计算针对总体参数、气动特性参数等计算分析了飞机的静稳定性、动稳定性等。采用的数学模型是在小扰动假设前提下，对无人机六自由度非线性模型进行线性化处理，在线性模型条件下计算并分析了飞机的模态特性。飞机基本参数表10总体参数机翼面积1.33机翼翼展3.8平均气动弦长0.35飞机质量30表11质量特性转动惯量=5.519=7.253=11.938=-0.005=-0.975=0.002计算与分析飞行状态点表12计算状态点巡航状态点计算状态点纵向稳定性计算与分析表13纵向模态特性模态特征根半衰时周期阻尼比自然频率短周期-2.65873.9114i0.26071.60640.56224.7295长周期-0.01640.4504i42.240713.95170.03640.4507从纵向动稳定性的计算结果分析：状态点的长周期模态阻尼比满足二级品质要求；状态点的短周期模态阻尼比满足一级品质要求。横航向稳定性计算与分析表14横航向模态特性模态特征根半衰时周期阻尼比自然频率时间常数滚转-11.91710.0582///0.0839螺旋-0.10506.5984///9.5195荷兰滚-0.42592.0469i1.62763.06960.20372.0907/从横航向动稳定性的计算结果分析：状态点的滚转模态的时间常数满足一级品质要求；状态点的荷兰滚模态阻尼比满足一级品质要求；状态点的荷兰滚模态自然频率满足一级品质要求；状态点的螺旋模态收敛也满足一级品质要求。飞机气动载荷计算针对无人机方案的三面图、动压、过载限制，采用《飞机强度规范》对无人机的机翼、水平尾翼和垂直尾翼进行气动载荷的计算，并筛选出水平尾翼和垂直尾翼载荷的严重情况。坐标系定义翼面结构坐标系定义，该坐标系是一个右手直角坐标系，其X轴正向为反航向，Z轴正向为沿翼展从翼根指向翼尖（对机翼、水平尾翼而言是指向右翼），根据右手法则而得到Y轴正向（对机翼和水平尾翼而言是反升力方向）；坐标原点，对机翼而言在机翼的对称轴上，对水平尾翼、垂直尾翼而言在外露翼面的根弦上。载荷计算参数表15载荷计算参数机翼面积1.33最大使用过载4强度计算重量30最小使用过载-276.56安全系数f1.5机翼载荷计算计算飞行中机翼的受载选取了四种受载情况分别为：情况、情况、情况和情况，具体的情况说明如下：情况：飞机在曲线飞行中，机翼的升力系数为第一最大值，过载为最大使用过载时的受载情况称为情况。情况：飞机在曲线飞行中，速度对应于强度限制速压，过载为最大使用过载时的受载情况称为情况。情况：飞机在曲线飞行中，机翼的升力系数为最小值，过载为最小使用过载时的受载情况称为情况。情况：飞机在曲线飞行中，速度对应于强度限制速压，过载为最小使用过载时的受载情况称为情况。表16机翼基本受载情况受载情况情况说明机翼的升力系数为最大值（），过载为最大使用过载时的飞行受载情况。（小速度、大正迎角、大正过载）速度对应于强度限制速压，过载为最大使用过载时的飞行受载情况。（大速度、小正迎角、大正过载）机翼的升力系数为最小值（），过载为最小使用过载时的飞行受载情况。（小速度、大负迎角、大负过载）速度对应于强度限制速压，过载为最小使用过载时的飞行受载情况。（大速度、小负迎角、大负过载）图17机翼A剪力图图18机翼A弯矩图图19机翼A’剪力图图20机翼A’弯矩图图21机翼D剪力图图22机翼D弯矩图图23机翼D’剪力图图24机翼D’弯矩图计算机翼载荷程序中，不考虑机身对基本环量的修正。水平尾翼载荷计算水平尾翼的平衡载荷由无尾飞机的静平衡条件确定，其值按下式计算：其中：为无水平尾翼飞机的力矩系数；为动压；为机翼全面积；为机翼平均气动弦长；为飞机重心到水平尾翼压力中心的距离；平尾平衡载荷如下：作用于水平尾翼的第一机动载荷为平衡载荷加上一个引起俯仰角速度的附加载荷。该附加载荷为：平尾第一机动载荷如下：作用于水平尾翼的第二机动载荷是一个独立受载情况，载荷大小为：平尾第二机动载荷如下：一个水平尾翼的突风载荷按飞机的使用限制线计算，具体计算为：其中：为考虑压缩性影响的水平尾翼升力线斜率；为水平尾翼的外露面积；为突风有效当量速度，在计算时取。平尾突风载荷如下：垂直尾翼载荷计算对于动压，垂直尾翼的机动载荷为：垂直尾翼的突风载荷为：其中：K为突风载荷系数；为突风有效当量速度，在计算时载荷方向向上时取，载荷方向向下时取。图25垂直尾翼机动载荷剪力图图26垂直尾翼机动载荷弯矩图图27垂直尾翼突风载荷剪力图图28垂直尾翼突风载荷弯矩图上述为单个垂尾的剪力及弯矩图，双垂尾形式，可假设作用在一边垂尾的载荷为双垂尾总载荷的65%，另一边为总载荷的35%。水平尾翼严重载荷情况水平尾翼的严重载荷情况为平尾突风载荷情况，载荷展向分布如下：垂直尾翼严重载荷情况垂直尾翼的严重载荷情况为正负突风情况，具体剪力与弯矩图如下：图28垂直严重工况情况飞机结构设计飞机结构由机身、机翼、垂尾和尾撑管、平尾、前起落架、主起落架组成。机身机身由前机身、中机身和发动机舱组成。见图29所示。图29机身结构前机身为任务设备舱，内部装载光电吊舱或者其他任务载荷，前机身结构采用碳纤维复合材料整体成型，上部开设备安装口盖。前机身通过4个连接片与中机身连接，在对接面上有定位凸起。结构见图30。图30前机身结构中机身为翼身融合体结构，机身与机翼中段融合。机身由上下板件和框梁等零件组成。机身上下板件为碳纤维层压板整体结构，机身内布置有3个框和油箱分割框，中翼主梁贯穿于机身，主梁与左右机翼梁连接。机翼内有两个翼肋，外端翼肋为金属机加工肋，翼肋内嵌入外翼连接固定锁，内侧翼肋为复合材料肋。前起落架安装在中机身前端，主起落架安装在中机身中段，连接处加厚了机身蒙皮。见图31所示。图31中机身结构发动机舱采用于安装发动机和发动机外形整流，主要结构有发动机安装框、支撑架、减震垫、整流外壳等。发动机安装在支撑架上与发动机安装框之间有橡胶减震垫隔振，发动机安装框与中机身第3框连接。见图32所示图32发动机舱结构机翼图33机翼结构机翼由蒙皮、主梁、后墙、翼