飞机总体设计-设计过程及算例VIP免费

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机尾推进式单发翼前缘拉进式螺旋桨前方排气被机身进气稳定未和机翼阻止，被干扰；影响动力系容易实现重统的效率；心位置设计；回收降落时，手抛发射不电动机和螺会对发射员旋桨容易触造成危害；地损坏机头可以安装任务设备；螺旋桨也不重心配置在容易在着陆设计重心点时触地损坏；非常困难；对螺旋桨的干扰较小；机身的阻力电动机不在会产生一个占用机头位较大的低头置；力矩；以便在机头过高的机身安装任务设也增大的结备；构重量，浸润面积也比较大布置需要两台电动机，增加了系统的复杂性双发翼前缘拉进式机头安装摄像设备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。2飞机的极曲线：CDCD0CD,iCD0KCL（1）零升阻力系数CDCS浸湿，一般可取为2.X（一张纸打比方）feS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，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。t/c0.05S浸湿=2.003S外露t/c0.05S浸湿=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浸湿2.029;SS浸湿3.4*0.10.17;S2机身：取S侧=S俯0.05S，则垂尾：S外露0.1S，则CDCfeS浸湿0.2029;SS浸湿0.0055*(2.0290.170.2029)0.0132S参考（2）升致阻力因子K1Ae对于后掠翼飞机：Ke4.61*(10.045A0.68)(cosLE)0.153.14.61*(10.045*5.80.68)(cos28)0.153.10.7518110.073Ae5.8*3.14*0.7518至此，可以估算得到飞机的极曲线2CD0.01320.073CL1.61.41.21Cl0.80.60.40.2000.010.020.030.040.050.060.070.080.090.10.110.120.130.140.150.160.170.18Cd（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、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...