超轻型飞机结构设计
超轻型大载荷无人机的设计与实现
超轻型大载荷无人机的设计与实现作者：黄嘉豪陈子杰黄科超来源：《科技创新导报》2017年第32期摘要：本文以超轻型载重无人机作为研究重点。
分析行业研究文献与固定翼无人机行业，对固定翼无人机的结构展开多角度探讨，包括无人机材料、受力、装配方式等方面。
以“减轻每一克重量”为核心思想，使用高弹性轻质工程木质为主体材料，提出高韧性碳纤维复合材料和凯夫拉原丝复合材料进行缠扰补强的方案，设计一款翼展达3.1m，机身1.8m长，整机重量仅970g，电机拉力峰值达4.3kg，载荷比达到5以上的固定翼无人机。
该飞行器采用了S1223高升力翼型为飞机提供足够的升力。
经测试，该固定翼无人机飞行效率好、性价比高，给未来固定翼大载荷的无人机设计带来一个新方向。
关键词：无人机超轻型大载荷碳纤维复合材料凯夫拉复合材料中图分类号：V279 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）11（b）-0012-021 无人机轻型结构具体设计1.1 动力方面的设计第一步对各个参量进行设置，设载重量W1=6kg，空机质量Wa=1kg，按设计规定推重比一定要适当，预取推重比Kf=T/W1+Wa=0.4，知拉力T应保持在2.8～3kgf这个范围内。
常规翼型其升阻比最好保持在50以上，通常情况下这个参量不会考虑诱导阻力这方面的影响，但是却在这种高升力飞机上占比相当大。
除此之外，如果翼型精确度不高同样会使升阻比低于预计值。
就算是把对机翼有影响的所有阻力都考虑到，其他部位还是会构成阻力，比如机身下面水袋构成的压差阻力等。
还有一个要点必须注意：飞机不会一直处于平行飞行状态。
如果遇到下降气流这种情况，抛开其他因素和情况，只在爬升这个过程中就要借助巨大的升力，不然便不能达到起飞距离ld≤25m这个要求。
拉力产生的加速度，总加速度a=dv/dt，这里的Kd不是通过机翼参数算出来的，它是由方程计算，这里的代表阻力占重力之比，属于推重比中一个重要组成部分，估算得出大概为0.3，也就是说平飞油门保持75%（）。
3飞机总体参数详细设计部件
3.2.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－中单翼结构布置
中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来 说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内部装载的布 置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响
中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或 采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的 结构重量
典型翼型族
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3.2.1 翼型选择
翼型的参数
中弧线＋
基本厚度分布
弦长b
最大弯度f
相对弯度f/b
最大厚度c
相对厚度c/b
最大厚度的
相对位置Xc/b
前缘半径r
后缘角τ
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3.2.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—前缘半径
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3.2 机翼设计
提高后掠机翼升力特性的措施
机翼的平均气动弦MAC
b1
b0
c(2/3)b0(12)/(1) 典型的气动中心＝0.25c 亚音速
Y(l/6)[1(2)/(1)]
＝0.4 c 超音速 26
3.2.2 机翼外形设计
主要参数选取－展弦比
展弦比越大，即翼展长，升力线斜率即升阻比较大 小展弦比机翼的失速迎角大
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3.2.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－下单翼结构布置
有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双 螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。 但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架 长度增加，重量增大。
为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时，
3.机身：最大横截面积SMf、长细比l/d、机身长度lf、机身头部和 尾部的长细比；
世界轻型飞机
“赖慈爱”(Lazair)加拿大超飞行销售有限公司概况“赖慈爱”是加拿大超飞行销售有限公司(Ultraflight Sales Ltd)研制的双发活塞式超轻型飞机。
1978年设计，同年11月原型首次试飞。
以成套零部件形式出售。
至1986年1月，销售量已超过1000套。
共出售三种型别：标准型Ⅲ型(和封闭式座舱的ⅢEC型)、供警察执行特种观察任务的SS型(也有封闭式座舱的EC型)和供娱乐用的高性能“精华”型。
“赖慈爱”还有一种主要用于教练的并列式双座型，编号“赖慈爱”Ⅱ。
1981年11月10日首次试飞。
首架“赖慈爱”Ⅱ于1984年1月在加拿大首次登记注册。
现已有多架生产型飞机在飞行。
机体(Ⅲ型)撑杆式上单翼。
机翼由铝合金D剖面前缘、泡沫塑料翼肋、上掠翼尖和Tedlar蒙皮等组成。
倒V型尾翼上有方向升降舵。
固定后三点式起落架。
WT-11“支奴干”(Chinook)伯德曼企业有限公司概况WT-11“支奴干”是加拿大伯德曼(Birdman)企业有限公司研制的单发活塞式超轻型飞机。
1982年设计，同年12月12日首次试飞。
1983 年3月开始批生产。
单座型有WT-11-277和WT-11-377两个型别。
以成套零、部件形式出售，有经验的制造者可在40～60工作小时内装配完毕，无经验的制造者也可在100工作小时内装配完毕。
已生产了数百架。
1983年10月15日试飞了前后座双座型“支奴干”2S。
双座型用于飞行训练、体育飞行和轻型运输等用途。
结构和单座型相似，但翼展加大，座舱加长12.7厘米，挂副油箱，装功率更大的发动机，加强了结构，配置两套操纵系统。
对于有经验和无经验的制造者，可分别在60～80和120～190工作小时内装配完毕.“蜜蜂”(Honeybee)-11北京航空航天大学概况“蜜蜂”-11是中国北京航空航天大学研制的多用途超轻型飞机，该机采用金属机翼、封闭式座舱、正常式尾翼、前三点固定式起落架。
发动机装在机翼后方，使用推进式螺旋桨。
超轻型飞机
前景
轻型飞机和超轻型飞机飞行运动，近几年在我国发展很快，很多民间的航空体育俱乐部进行会员训练多选用 此类飞机。随着经济的发展和人民生活水平的提高，轻型和超轻型飞机飞行运动，将有更广泛的前景。
荣誉
自主产权超轻型飞机低空数码遥感系统荣获2007年测绘科技进步一等奖。
超轻型飞机为开展高分辨率遥感影像快速获取应用示范工程，为土地利用动态遥感监测和土地图件更新等国 土资源大调查任务探索新的数据获取手段和处理技术，由国家遥感中心资料服务部等单位承担的超轻型飞机低空 数码遥感系统应用研究项目，历时两年的研究试验与工程应用，日前通过中国测绘学会科学技术奖励委员会评审， 荣获2007年度测绘科技进步一等奖。
超轻型飞机
按绍
03 飞机分类
目录
02 主要特点 04 系列产品
05 驾驶资格
07 前景
目录
06 飞机用途 08 荣誉
超轻型飞机，是按重量分类中最轻的一类飞机，是70年代以来迅速发展起来的。它与轻型飞机的区分尚无严 格统一的规定。超轻型飞机属民用航空类。近年来，超轻型飞机的发展引起了我国航空界人士和使用部门的极大， 主要原因在于，超轻型飞机具有低空、低速、稳定和安全等特点，而且结构简单、重量轻、价格便宜、容易操纵、 维护方便，可广泛应用于农林牧业、勘探、航空摄影、航空体育运动和旅游等。因此，随着我国的经济发展和人 民生活水平的提高，这种飞机将会有广泛的应用前景，是通用航空技术发展的方向之一。
主要特点
超轻型飞机有许多特点，它的主要特点体现在“超轻”二字上，那就是结构简单、起降方便、低空低速性能 好、驾驶容易、运输使用和维护方便、经济安全等，是一种易普及推广的大众航空器。
结构简单
一架超轻型飞机的空机重量只有一、二百千克，大多是由铝合金和尼龙布，轻木，硬泡沫等材料构成，再装 上一台几十马力的小发动机即可飞行，多数为无座舱或半座舱式，有简单的飞行仪表和发动机仪表组成。由于飞 机重量轻、体积小、结构简单，使许多业余爱好者，能够在家庭完成制造和装配。
超轻型飞机
飞机构造学作业超轻型飞机的设计主要包括总体外形设计，机翼设计，机身设计，尾翼设计，飞机的操纵系统，起落架设计，动力装置等。
一，轻型飞机总体外形设计：该轻型飞机是采用张臂式上双翼飞机，装有推进式螺旋桨，操纵系统由操纵杆控制，装有副翼和方向升降舵，飞行员座舱头部装有整流罩，能对飞行员起保护作用。
该飞机的结构设计采用定性的方法，并未做详细的定量计算。
二，机翼结构设计1，机翼的功用：机翼是飞机的一个重要部件，它的主要功用是产生升力，此外还使飞机具有一定的横测安定性和操纵性。
为了使机翼更好的完成它在空气动力方面的各种功效，常在它的前缘，后缘安装有襟翼，副翼，扰流片等各种副翼。
左图: 机翼上的集中载荷和分布载荷：q a—气动分布载荷; q c—质量分布载荷;R—机身支反力。
右图: 机翼在外载作用下的剪力,弯矩,扭矩图。
Q—机翼的剪力图； M—机翼的弯矩图；M t ---机翼的扭矩图。
2，机翼外形机翼外形对于飞机的气动性能和结构性能有重要的影响，因此选择合理的机翼平面形状是非常重要的。
该轻型飞机的机翼剖面形状是平凸翼型，结构简单，便与生产，而且气动特性比较好，所以在某些低速飞机上应用较多。
3，机翼的受力构件机翼的受力构件包括内部的骨架和外部的蒙皮以及与机身连接的接头，骨架由纵向元件和横向元件组成，纵向元件有翼梁，长桁,纵墙，横向元件有翼肋。
该轻型飞机采用的布局是：纵向元件包括翼梁，纵墙，横向元件是翼肋。
A，翼梁翼梁是飞机中的主要受力构件，它承受机翼的剪力和弯矩。
翼梁主要由上下缘条和腹板组成，缘条承受由弯矩而产生的拉，压轴向力；腹板承受剪切力。
本机型采用的翼梁构造形式是工字形，沿长度方向采用等强度设计。
腹板式翼梁的优点是在相同的高度和同等的重量的情况下，带有立柱加强而腹板上无任何开孔，其强度最大，这种结构的翼梁制造工艺简单，成本低，适用于轻型飞机的设计与制造。
B，纵墙它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁，位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼，它不能承受弯矩，主要用来承受剪力，并与蒙皮构成闭室结构承受机翼扭矩。
飞机构型设计---总体
上单翼 （运输机）
C-130
安-25
运-8
安-72
为什么大多数军用运输机采用上单翼？
为了满足使用要求！ - 机身地板离地面尽量近
3.发动机数目和安装位置
• 发动机数目
- 单发：操纵简单，附加重量轻，成本低,安全性差 - 双发（多发）：生存力强
• 安装位置
- 单发：机身（前、后） - 双发：机身尾段
实例：无尾式布局
正常式和无尾式飞机的零升阻力
幻影2000
尾翼的数目及其与机翼、机身的相对位置 (续)
• 平尾高、底位置
- 上平尾 - 中平尾 - 下平尾 - “T” 平尾 - 高置平尾
选择平尾高低位置的原则
• 避开机翼尾涡的不利干扰
将平尾布置在机翼翼弦平面上下不超过5％平均气动力弦长的位 置，有可能满足大迎角时纵向稳定性的要求。
起飞和着陆滑跑时不稳定
前三点
• 适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过 程中操纵驾驶比较容易。
• 具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 • 飞行员座舱视界的要求较容易满足。 • 可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。 • 缺点是前轮可能出现前轮“摆振” 现象。
自行车式
• 起落架可收入机身里，布置起落架舱比 较容易。
- 噪声小 - 稳定性好 4）起落架：前三点型式，安装在机身上
三面图（草图）
为什么要采用“T” 平尾
• 优点：
✓ 避免机翼下洗气流和螺旋浆 滑流的影响：1）减小尾翼振 动；2）减小尾翼结构疲劳； 3）避免发动机功率突然增加 或减小引起的驾驶杆力变化
✓ 利用端板效应，气动效率增 加，垂尾的面积可适当减小
机翼下部 机翼或尾翼根部 短舱
• 进气道布局
头部进气道：布置紧凑，机身截面小，进口气 流均匀， 机炮对进气影响小；不能装或仅装小雷达天线。
超轻型飞行器功能介绍与使用指南
超轻型飞行器功能介绍与使用指南篇一：嘿，朋友！你知道超轻型飞行器吗？这玩意儿可太酷啦！想象一下，你像一只自由自在的鸟儿，翱翔在蓝天之上，俯瞰着大地的美景，那种感觉，是不是超级棒？没错，超轻型飞行器就能带你实现这样的梦想！先来说说超轻型飞行器的样子吧。
它不像大型客机那样庞大笨重，而是小巧灵活，就像一只灵动的小燕子。
有的超轻型飞行器有着色彩鲜艳的机身，像是一道划过天空的彩虹；有的则造型独特，仿佛是从科幻电影里飞出来的神奇道具。
超轻型飞行器的功能那可真是五花八门！它可以带你进行短途的观光旅行。
你想想，当别人还在地面上挤着大巴车，看着窗外拥堵的交通，你却在空中悠然自得地欣赏着美丽的风景，这差距，难道不大吗？比如说，你可以飞越山川湖泊，感受大自然的雄伟壮丽；也能俯瞰城市的繁华，看到那些平日里看不到的角落。
而且，超轻型飞行器还能用于一些特殊的工作呢！比如说，它可以进行航拍，拍摄出令人惊叹的画面。
就好像给大地来了一次全方位的“写真拍摄”，那效果，可比在地面上拿着相机拍强多了！那怎么使用这神奇的超轻型飞行器呢？这可得好好说道说道。
首先，你得经过专业的培训。
这可不是闹着玩的，就像开车得先考驾照一样，开超轻型飞行器也得有“飞行驾照”！培训的时候，教练会教你各种知识和技巧，从飞行器的结构到飞行的原理，从起飞的要领到降落的诀窍，一样都不能少。
准备起飞的时候，你的心情肯定既紧张又兴奋，就像第一次上台表演的孩子。
你要仔细检查各种设备，确保一切正常。
然后，启动引擎，感受那强大的动力。
在空中飞行的时候，你得时刻保持警惕，注意风向和气流的变化。
这就好比在湍急的河流中划船，稍有不慎，就可能偏离方向。
“哎呀，这超轻型飞行器听起来这么难操作，我能行吗？”朋友，别担心！只要你认真学习，严格按照规定操作，一定没问题的！我觉得啊，超轻型飞行器是人类向天空探索的又一伟大成果，它让我们普通人也有机会像鸟儿一样飞翔，去感受天空的辽阔和自由。
它不仅带给我们全新的体验，也为我们的生活和工作带来了更多的可能性。
超轻型水陆两栖飞机巡览
超轻型水陆两栖飞机巡览作者：吴大卫来源：《航空世界》2012年第10期除了海事和海洋防务，水陆两栖飞机，尤其是超轻型水陆两栖飞机与老百姓最为亲近。
在私人飞机盛行和湿地资源丰富的国家和地区，超轻型水陆两栖飞机由于其成本低廉、使用方便以及充满奇特美感的外形普遍受到人们欢迎。
超轻型水陆两栖飞机的基本设计原理与大型水陆两栖飞机并无过多差别，但是由于其“超轻型”的特质，从而具备很多特殊的设计特点，这也将是本文要重点介绍的内容。
很多国家为了鼓励通用航空的自由发展，对私人或私营企业制造的小型飞机都不再要求通过严苛且代价巨大的专业适航审定，而是颁布了各种特殊适航许可(special airworthiness certificates)或设计标准，尤其对起飞重量仅几百千克的超轻型飞机更是给予了政策上相当大的宽容。
超轻型水陆两栖飞机的船身和浮筒需要满足水面航行和起降时应有的水密性、抗冲击性、稳定性等要求，但由于飞机重量所限，上述许可和标准往往还会有针对性的进一步放宽。
各国一般对超轻型飞机定义为单发、乘员总数在3个以内，但在重量界定上不尽相同，在失速速度限定上也有所区别：欧洲航空安全局(EASA)颁布的“甚轻型”(very light)飞机适航条例要求起飞重量在750千克以内；美国联邦航空条例(FAR)定义的轻型运动飞机(LSA)要求起飞重量在600千克以内，而水陆两栖飞机可放宽至650千克，这一数值也成为很多型号的设计最大起飞重量；澳大利亚民用航空条例对自制飞机的起飞重量规定不得超过544千克，同样对水陆两栖飞机放宽至614千克。
上述条例都规定飞机失速速度必须低于45节(83千米/小时)。
超轻型飞机最著名的设计标准是加拿大交通部颁布的DS-10141E，它对水陆两栖飞机起飞重量和失速速度的上限定为560千克和39节(72千米/小时)，我国民航总局也参考它制定了有关超轻型飞机适航审定的咨询通告。
上述条例规范中对超轻型飞机起飞重量和失速速度的限制导致设计出来的飞机必须具有较好的低速巡航和停车滑翔性能，事实上通过飞机总体设计参数的限定无形中降低了飞机驾驶的难度也提高了超轻型飞机的飞行安全性。
蜜蜂系列飞机
北京航空航天大学设计制造的蜜蜂系列轻型飞机目前一提起北航的轻型飞机你们想到和看到的就是蜜蜂-3C、蜜蜂-4、蜜蜂-11。
其实早在1978年底，当时的北京航空学院就开始了“蜜蜂一号”的设计工作。
1979年试飞成功，据资料记载，不是人来试飞的，而是遥控试飞的。
没有留下数据。
仅造了一架，目前存放在学校的博物馆里。
蜜蜂一号是三角骨架式伞翼机，它以半柔性的伞翼作为升力面。
基本数据：翼展：8.2米机长：3.7米机高：2.32米起飞重量：100公斤最大平飞速度：55公里/小时“蜜蜂二号” 1982年初开始研制，1982年夏季试飞成功，系新中国第一架载人超小型飞机。
获得1983年全国新产品“金龙杯”奖。
蜜蜂二号也是单座。
共生产了4架，一架作静力实验，一架用作样机，一架到美国展览并被美国人买走，一架目前在大学的博物馆。
蜜蜂二号采用张线支撑的高上单翼。
半封闭座舱。
主要骨架是航空铝管和钢管，外覆合成纤维布和航空棉布。
前轮有刹车，并可左右偏转40度。
动力装置最早采用一台西北工业大学的510型、30马力发动机，木质双叶定距桨，直径980毫米。
后来改为意大利KFM-107型发动机，26马力。
机上有必要的仪表-----磁罗盘、空速表、高度表，发动机转速表和汽缸头温度表。
基本数据：翼展：10米机长：5米机高：2.7米机翼面积：15.4平方米最大起飞重量：200公斤空机重量：95-100公斤最大平飞速度：65-75公里/小时失速速度：41公里/小时最大爬升率：1.7米/秒最小盘旋半径：30米航程：180公里（19升燃油）起飞滑跑距离：41米蜜蜂3C（Honeybee-3C）研制概况“蜜蜂”-3C飞机是中国北京航空航天大学研制的双座超轻型飞机，具有上单翼、半封闭座舱、正常式尾翼、前三点固定式起落架和三轴操纵系统。
该机装一台30.9千瓦(42马力)双缸二种程风冷式发动机，使用推进式螺旋桨。
主油箱容量25升，副油箱油量60升。
该机为多用途飞机，可用于农业灭虫、森林防护、空中摄影、航空测量、飞行训练等方面。
飞机基本结构
飞机结构详细讲解机翼机翼是飞机的重要部件之一，安装在机上。
其最主要作用是产生升力，同时也在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中收藏起落架。
另外，在机翼上还安装有起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼加升力的装置。
由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。
的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。
机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。
其中接头的作用是将上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根就没有接头。
以下是典型的梁式机翼的结构。
一、纵向骨架机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。
* 翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。
翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。
凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。
凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长时仅为翼展的一部分。
纵樯通常布置在的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成盒段，承受扭矩。
靠后缘的纵樯还可以襟翼和副翼。
* 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
二、横向骨架机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
超轻型飞机机械式操纵系统设计方法研究
超轻型飞机机械式操纵系统设计方法研究作者：焦石佟刚姜文辉来源：《科技传播》2013年第21期摘要对于三轴（俯仰、滚转、偏航）操纵系统各线路均使用推拉索作为传动部件的轻型飞机，本文提出一种计算方法用于在设计阶段确定该飞机操纵系统各性能参数及主要零件尺寸（操纵力、杆位移、行程、舵面偏角及摇臂半径）；结合具体机型的操纵系统地面静态特性试验数据，论证该方法在实际工程应用中的可行性。
关键词推拉索；操纵系统；性能参数；静态特性；地面试验中图分类号V22 文献标识码A 文章编号 1674-6708（2013）102-0061-02机械式操纵系统具有成本低、可靠性高、抗干扰性强、重量轻和维护简单方便等特点，满足超轻型飞机的技术及成本要求，因此机械式操纵系统在超轻型飞机上被广泛应用。
近年来，随着行业之间的不断交流，推拉索被越来越多地作为传动部件应用到轻型/超轻型飞机操纵系统中。
与传统的硬式传动机构中的拉杆相比，推拉索在保证传动刚性的同时可以适当弯曲，因此其通过性较好，布线简单，研制成本低；而相较普通钢索而言，推拉索由于具有一定刚性，可承受拉力和压力，因此无需构成回路，并且在固定槽之间的线路无需绷紧，这使得其不易变形拉伸，所以其具有更高的操纵可靠性和更好的操纵灵敏性。
本文针对三轴操纵线路均使用推拉索作为主要传动部件的超轻型飞机，结合飞机操纵机构动力学，提出一种计算方法，用于超轻型飞机设计阶段计算操纵系统各理论性能参数及主要零件尺寸。
并通过某具体机型操纵系统静态特性试验数据，验证该方法的可行性。
1推拉索的传动方式推拉索，又称推拉索，主要由芯线及外管构成。
芯线是由多股钢丝缠绕而成，为主要传动部件；芯线的外面是工程塑料管，为芯线的运动起导向作用；再外侧是由多股钢丝缠绕而成的外管和起到保护作用的外皮。
推拉索主要依靠其芯线与外管之间的相对运动来传递操纵指令。
3操纵系统地面试验3.1试验台架的搭建试验台架以整机基本结构为基础，最大限度地还原模拟该机操纵系统的布线和布局，并在特定部位安装测量仪器，搭建试验台架。
飞机结构详细讲解
飞机结构详细讲解机翼机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身上。
其最主要作用是产生升力，同时也可以在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以收藏起落架。
另外，在机翼上还安装有改善起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增加升力的装置。
由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。
飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。
机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。
其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根本就没有接头。
以下是典型的梁式机翼的结构。
一、纵向骨架机翼的纵向骨架由翼梁、纵樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方向，它们都是沿翼展方向布置的。
* 翼梁是最主要的纵向构件，它承受全部或大部分弯矩和剪力。
翼梁一般由凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。
凸缘通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉或铆钉相连接。
凸缘和腹板组成工字型梁，承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。
* 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有时仅为翼展的一部分。
纵樯通常布置在机翼的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭盒段，承受扭矩。
靠后缘的纵樯还可以悬挂襟翼和副翼。
* 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能力，并共同将气动力分布载荷传给翼肋。
二、横向骨架机翼的横向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加强翼肋，横向是指垂直于翼展的方向，它们的安装方向一般都垂直于机翼前缘。
* 普通翼肋的作用是将纵向骨架和蒙皮连成一体，把由蒙皮和桁条传来的空气动力载荷传递给翼梁，并保持翼剖面的形状。
超轻型飞机概念设计中设计参数的选取
超轻型飞机概念设计中设计参数的选取作者：刘福佳贾鑫姜文辉来源：《中国高新技术企业》2013年第19期摘要：超轻型飞机是通用航空技术发展的方向之一。
统计国外超轻型飞机的性能参数，得到翼载荷和重功比与飞机的最大平飞速度、失速速度、起飞距离、爬升率的关系。
针对这些关系式，结合超轻型飞机的设计要求，提出一套超轻型飞机设计参数选取的方法。
此方法不只是限于超轻型飞机，对其他类型的飞机同样适用。
关键词：超轻型飞机；统计数据；性能参数；设计参数中图分类号：V221 文献标识码：A 文章编号：1009-2374（2013）28-0010-03近年来，超轻型飞机的发展引起了我国航空界人士和使用部门的极大关注，主要原因在于，超轻型飞机具有低空、低速、稳定和安全等特点，而且结构简单、重量轻、价格便宜、容易操纵、维护方便，可广泛应用于农林牧业、勘探、航空摄影、航空体育运动和旅游等。
因此，随着我国的经济发展和人民生活水平的提高，这种飞机将会有广泛的应用前景，是通用航空技术发展的方向之一。
国外的超轻型飞机的发展始于20世纪70年代，主要包括：Kolb Firestar 、Gull 2000、Aerolite 103等。
目前我国的超轻型飞机种类较少，主要包括：“蜜蜂”-2、“蜻蜓”-5等，这几款飞机研制于20世纪80年代。
因此，设计一款适合当今社会需要的新型飞机对我国通用航空的发展有很大的促进作用。
任何类型飞机的设计都要满足一定的设计参数要求，飞机的设计参数要求在飞机的概念设计中提出，飞机的设计过程中要以这些参数要求为基准进行设计，所以飞机的设计参数要求在飞机的设计中起着至关重要的作用。
本文结合传统的飞机设计方法，提出一套超轻型飞机设计参数选取的方法：通过对超轻型飞机的数据统计，得出翼载荷和重功比与飞机的最大平飞速度、失速速度、起飞距离、爬升率的关系式，通过调整这些参数的取值，得到这些关系式的交点，这个交点就是新型飞机的最佳翼载荷和重功比的取值，进而得出超轻型飞机的性能参数。
机身外形的设计讲解
航空宇航学院
• 按面积律的要求对飞机进行修形：
- 将机身中段收缩成蜂腰形 - 将平尾、垂尾及发动机短舱等部件的纵向位置错开
• 应用例子 - 美国F102和B-58 - 我国Q-5型强击机和J-12歼击机
航空宇航学院
美国B-58飞机横截面积分布图
1－机身；2－机翼；3－内侧发动机短舱；4－挂架； 5－外侧发动机短舱；6－挂架；7－整流包皮；8－尾翼。航Leabharlann 宇航学院机身头部和尾段设计
A300B机身尾部外形试验方案 上掠角与机身阻力系数增量曲线图
航空宇航学院
机身外形参数的初步确定
• 机身长径比λ的选择（参考统计数据）
长径比 λ身
低速 M0.7
6-9
高亚音速 M （0.8 - 0.9）
8 - 13
超音速 10 -20
λ头
1.2 - 2.0
1.7 - 2.5
4-6
λ尾
2-3
3-4
5-7
• df / lf ，lfc , θfc 的选择
机型 单发螺旋浆 双发螺旋浆 战斗机 喷气旅客机 喷气公务机
航空宇航学院
各种非圆形机身截面形状
公务机
航空宇航学院
由多段圆弧构成的截面
航空宇航学院
超大型客机的截面形状
航空宇航学院
A380 的机身截面形状
客舱的等级
航空宇航学院
座椅的尺寸
航空宇航学院
参见第9章
座椅的纵向布置
航空宇航学院
参见第9章
航空宇航学院
• 客舱的座位安排：与长径比协调
航空宇航学院
表3 MD-82和DC-9-50改型收益比较
航空宇航学院
加长机身的影响
蜜蜂系列飞机
蜜蜂系列飞机北京航空航天大学设计制造的蜜蜂系列轻型飞机目前一提起北航的轻型飞机你们想到和看到的就是蜜蜂-3C、蜜蜂-4、蜜蜂-11。
其实早在1978年底，当时的北京航空学院就开始了“蜜蜂一号”的设计工作。
1979年试飞成功，据资料记载，不是人来试飞的，而是遥控试飞的。
没有留下数据。
仅造了一架，目前存放在学校的博物馆里。
蜜蜂一号是三角骨架式伞翼机，它以半柔性的伞翼作为升力面。
基本数据:翼展:8.2米机长:3.7米机高:2.32米起飞重量:100公斤最大平飞速度:55公里/小时“蜜蜂二号” 1982年初开始研制，1982年夏季试飞成功，系新中国第一架载人超小型飞机。
获得1983年全国新产品“金龙杯”奖。
蜜蜂二号也是单座。
共生产了4架，一架作静力实验，一架用作样机，一架到美国展览并被美国人买走，一架目前在大学的博物馆。
蜜蜂二号采用张线支撑的高上单翼。
半封闭座舱。
主要骨架是航空铝管和钢管，外覆合成纤维布和航空棉布。
前轮有刹车，并可左右偏转40度。
动力装置最早采用一台西北工业大学的510型、30马力发动机，木质双叶定距桨，直径980毫米。
后来改为意大利KFM-107型发动机，26马力。
机上有必要的仪表-----磁罗盘、空速表、高度表，发动机转速表和汽缸头温度表。
基本数据:翼展:10米机长:5米机高:2.7米机翼面积:15.4平方米最大起飞重量:200公斤空机重量:95-100公斤最大平飞速度:65-75公里/小时失速速度:41公里/小时最大爬升率:1.7米/秒最小盘旋半径:30米航程:180公里(19升燃油)起飞滑跑距离:41米蜜蜂3C(Honeybee-3C)研制概况“蜜蜂”-3C飞机是中国北京航空航天大学研制的双座超轻型飞机，具有上单翼、半封闭座舱、正常式尾翼、前三点固定式起落架和三轴操纵系统。
该机装一台30.9千瓦(42马力)双缸二种程风冷式发动机，使用推进式螺旋桨。
主油箱容量25升，副油箱油量60升。
小型直升机
世界上最轻载人直升机：加拿大蚊子直升机编辑：胡波时间：2011年11月29日加拿大制造的蚊子直升机是世上最轻的载人直升机之一，这是计画了十年并以成熟的技术才展现出来的成果：可靠又舒适的飞行。
肯·阿姆斯壮Ken Armstrong 在套件飞机杂志中提到 "蚊子直升机能让你更贴近真实的飞行，拥有如飞鸟一般的视野来俯瞰大地"他还说到 "驾驶蚊子直升机大概是我一生中最有趣的一段航程吧！机身：蚊子直升机一体结构的机身，完全以品质优良的玻璃纤维复合材料制造，能以最小的质量来发挥结构最大的效能。
引擎：蚊子XE直升机的动力是来自 Compact Radial Engine's - MZ202, 60-hp，一个二行程，两个汽缸和最高动力的引擎，这个引擎采用 Reed 的进气系统，扭力/转速曲线平坦，在引擎操作范围输出的动力十分稳定，MZ202工作转速为6000RPM较其他同级的引擎之6500~7000RPM为低的转速，左右，因此MZ202的负担相对较轻，也提高了此引擎的信赖度。
这个引擎的总重量只有69磅，包括180瓦的发电机以提供电力系统及电力起始系统运作。
动力系统：主减速齿直接固定在引擎上面。
因为离心式离合器引擎启动时没有转子的负荷。
动力由离合器透过HTD皮带组传送到减速盘，这是一个能发挥最高马力/重量比的传动系统。
皮带轮覆盖着离合器使直昇机作自转时能，使引擎超转。
动力通过万向接头和浮动传动轴传给机尾的齿轮箱。
齿轮箱将动力透过尾管的传动轴传送到尾旋翼。
另一传动轴透过通过第二条高负载HTD皮带传送动力给主旋翼桅杆上方之二级减速。
控制系统：控制系统对于蚊子直昇机是独一无二的。
主旋翼控制是由控制杆与及集提变距杆，经过桅杆座上之溷控装置，推拉管，传到主旋翼控制盘（SWASH PLATE），而尾旋翼是由脚踏板带动钢缆趋动。
旋翼系统：主旋翼是半刚性结构。
由铝结构梁包覆一层铝外皮所构成的。
某超轻型飞机的方案设计刍议
某超轻型飞机的方案设计刍议近年来，超轻型飞机的发展引起了我国航空界人士和使用部门的极大关注，主要原因在于超轻型飞机具有轻便、安全、使用要求低、能在草地短距起降、易于操作、价格便宜等特点，可广泛应用于农林牧业、勘探、航空摄影、航空体育运动和旅游等，因此超轻型飞机的发展能够促进我国通用航空事业的迅速发展，是通用航空技术发展的方向之一。
本文结合传统的飞机方案设计方法，提出一套超轻型飞机方案设计的步骤。
根据飞机的设计标准，提出超轻型飞机的设计参数要求并完成飞机的布局形式设计。
本文只完成飞机的方案设计，将来下一阶段的设计会结合本论文的数据继续进行。
1 方案设计阶段的任务在飞机的方案设计阶段，主要完成飞机的总体布局、动力装置选型、主要参数确定等方面的内容，目的是确定能够满足设计要求的飞机方案的主要特征和参数，为后续的初步设计和详细设计奠定基础。
本文的方案设计首先对现存的超轻型飞机进行资料的收集与整理，分析现存的超轻型飞机的布局形式，如机翼位置、起落架位置、尾翼位置、螺旋桨位置，得到最好的新型飞机的布局形式；其次对现存超轻型飞机的性能参数进行分析，得到新型飞机最佳的性能参数要求；最后对飞机的外形进行设计，主要包括机身的外形设计、机翼的外形设计、尾翼的外形设计、起落架的位置设计、发动机的选择等。
2 飞机的布局外形设计2.1 飞机的机身外形设计新型超轻型飞机主要用于娱乐飞行，所以飞机的结构尽量简单。
由于后机身采用尾杆式，因此机身外形设计的难点在驾驶舱的外形设计，而驾驶舱的外形设计要满足有足够的空间、飞行员的舒适性、良好的视野、容易进出，最关键的是要保证飞行员的舒适性，即保证飞行员有足够的伸展空间以及良好的坐姿，因此这里主要按照人机工程的合理性进行设计的，此外，座舱的设计还要保证飞行员的最佳视野，这里飞行员的尺寸参考GB 10000-88和GB/T 14779-93要求，样本采用男性中等身材即50百分位的尺寸，图1为飞行员的坐姿及飞行员的视线与水平线的夹角图。
机翼外形初步设计(二)
则： 展长 l AR S
c根 2 S /[l(1 )]
c尖 c 根
MAC (2 / 3)Croot (1 2 ) /(1 )
tg前缘 tg1/4 (1 ) /[(1 )]
平均气动力弦长的几何作图法
MAC (2 / 3)Croot (1 2 ) /(1 )
机翼厚度的分布
喷气运输机机翼厚度的典型分布
机翼厚度的分布
• 机翼平均厚度
– 在初步设计中，通常用到平均厚度概念。 – 对于线性过渡的机翼，定义为：
(t / c)AV
troot croot
ttip ctip
对于由不同翼型定义的多段机翼，且每段线性过渡， 则首先用上述公式计算每段的平均厚度，然后再对各段 机翼的平均厚度进行平均，得到整个机翼的平均厚度。
可能会“自动上仰”，难于控制，影响飞行安全。
3）对结构重量的影响
▲ 后掠角增大，机翼结构重量增加。
对于战斗机：
W机翼
1 cos
4）对内部容积的影响
▲ 后掠角过大，可能会给起落架布置带来不利影响。
5）如何选定后掠角
▲ 对于亚声速飞机： =0 或 < 15o (用于调整重心）
▲ 对于高亚声速飞机：
– 一个典型的例子是翼根翼型采用NACA 23018，翼尖翼型采 用NACA 23010。
机翼厚度的分布
• 对于高亚声速公务机和运输机，一般用三个或更多的翼 型来定义机翼厚度的分布。
– 位置：一个在机翼机身连接部，一个在翼尖；在二者之间再定义 一个或几个翼型。
– 目的：使机翼上表面等压线的后掠角更均匀，以提高机翼的阻力 发散马赫数。
翼梢（wing tip）形状会影响翼梢处的气流旋涡效应。
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飞机构造学结课大作业——超轻型飞机结构总体设计
目录
一．总体外形设计
二．机翼结构设计
三．机身结构设计
四．尾翼结构设计
五．起落架结构设计
六．连接处结构设计
七．设计心得与体会
一．总体外形设计
飞机主机翼采用中单翼布局，附加翼尖小翼。
主翼接口放在机身重心附近，机翼部布置储油箱和起落架的收纳藏。
垂尾平尾采用平尾安装在垂尾上的后掠翼式布局，整体采用对称翼型。
飞机采用前三点可收放式起落架，机身上设置整流罩减阻。
二．机翼结构设计
1.机翼
平直翼型：低速气动特性良好，诱导阻力小，升阻比大。
梯形结构：制造工艺比较简单且诱导阻力比较小且结构重量轻。
机翼翼尖有一定的后掠，能增加横向安定性。
平凸翼型：结构简单，便与生产，而且气动特性比较好。
中单翼型：干扰阻力最小，起落架高度相对降低，收藏所占空间也较小。
翼尖小翼：可增加飞机的飞行速度，飞行时间，减小了飞行阻力，减少油耗，翼尖涡流。
2.翼梁
翼梁是飞机中的主要受力构件,它承受机翼的剪力和弯矩。
翼梁主要由上、下缘条和腹板组成,缘条承受由弯矩而产生的拉,压轴向力;腹板承受剪切力。
本次设计采用具有“工”字形剖面的腹板式翼梁。
腹板式翼梁：相同的高度和同等的重量的情况下,带有立柱加强而腹板上无任何开孔,其强度最大。
另外，这种结构的翼梁制造工艺简单,成
本低，适用于超轻型飞机的设计与制造。
3.纵墙
它是一根缘条很弱或无缘条的腹板式翼梁，位于机翼后缘的纵墙可用来连接副翼和襟翼。
它不能承受弯矩,主要用来承受剪力,并与蒙皮构成闭室结构承受机
翼扭矩。
4.翼肋
构架式翼肋：由缘条,直支柱,斜支柱组成。
用于结构高度较大的机翼上。
普通翼肋：此种翼肋只承受气动载荷,形成并维持翼剖面形状,把蒙皮传给它的局部气动力传给翼梁腹板。
加强翼肋：主要用于传递和承受较大的集中载荷。
其中缘条承受弯矩引起的轴力, 腹板受剪力作用。
5.蒙皮
蒙皮是包围在骨架外面保持机翼气动外形的构件。
此次还参与机翼的总体受力。
蒙皮与桁条和翼梁缘条共同承受由弯矩引起的轴向力的同时，还与翼梁腹板
或纵墙形成的闭室承受扭矩。
本次设计采用夹芯蒙皮。
夹芯蒙皮：（1）刚度高，质量轻，气动表面质量好。
（2）隔热效果好，保护部设备。
（3）耐疲劳性好，不易产生疲劳裂纹。
（4）密封性好，减少密封环节
三．机身结构设计
普通隔框: 普通加强框的作用是保持机身外形,支持蒙皮,提高蒙皮的稳
定性,以利于承受局部空气动力载荷。
环式加强框: 用于机身与其它部件连接处,机身部空间可以得到充分的利
用。
复合型薄壁式机身：金属蒙皮承受气动载荷，也同骨架一起承受机身弯扭剪作用
力，材料分布利用合理，质量轻，空间利用率高，抗扭刚度
和承受气动载荷能力强.
四．尾翼结构设计
尾翼是保持飞机的姿态用的、主要是保持飞机的横向和纵向的平衡或操纵。
飞机的尾翼由水平尾翼和垂直尾翼组成。
平尾由固定的水平安定面和可偏转的升降舵组成。
垂直尾翼由固定的垂直定面和可偏转的方向陀组成。
平尾安装在垂尾上的后掠翼式布局: 可以较好地避开机翼产生的涡流影响，提高
平尾的气动效率。
五．起落架结构设计
前三点起落架：（1）具有良好的方向稳定性。
（2）刹车高效，不会“倒立”，滑跑距离短。
（3）小于着路迎角高速着陆时不会发生“回跳”。
（4）机身接近水平，乘员舒适；飞行员前方视野开阔，滑跑
阻力小，起飞加速性好，灼热喷流对机场影响小。
六．连接处结构设计
垂直水平混合式连接：水平耳片承弯，垂直耳片承剪。
可以把耳片最大程度上向
上下翼面布置，增大耳片距离，减小耳片载荷。
七．设计心得与体会
每一次巧妙设计的背后，都有无数的艰辛与泪水。
致科学家。