飞机总体设计 - 设计过程及算例

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：20,0D D D i D L C C C C KC =+=+

（1） 零升阻力系数

D fe

S C C S =浸湿

参考

，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：=3.4*(+)/2S S S ⎡⎤⎣⎦浸湿侧俯

对于机翼、尾翼，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。

[]/0.05 =2.003/0.05 =1.977+0.52*(/)t c S S t c S t c S <>浸湿外露

浸湿外露

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：/0.1t c =，则

2.029S S

=浸湿

; 机身：取=0.05S S S =侧俯，则

3.4*0.1

0.172

S S ==浸湿; 垂尾：0.1S S =外露，则

0.2029S S

=浸湿

; 0.0055*(2.0290.170.2029)0.0132D fe

S C C S ==++=浸湿

参考

（2）升致阻力因子

1K A e

π=

对于后掠翼飞机：0.680.150.68

0.15

4.61*(10.045)(cos ) 3.14.61*(10.045*

5.8

)(cos 28)

3.10.7518

LE e A =-Λ-=--=

110.0735.8*3.14*0.7518

K A e π=

== 至此，可以估算得到飞机的极曲线

2

0.01320.073D L C C =+

（3）飞机极曲线

2

0.01320.073D L C C =+

升阻比最大时，0.4252;0.0264L D C C === 最大升阻比：max (/)/16.1L D L D C C ==

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。