飞机总体设计 - 设计过程及算例
飞机总体设计参数估算
可靠性 维修性 可靠性 维修性 机场适应性 …难题
主要总体参数
• 飞机最大起飞重量: • 机翼面积: • 相对参数 :
– 翼载荷 Wto/ S (kg/m2) – 推重比 T 0 / Wto (10N/kg)
Wto（kg） S （m2）
• 动力装置的海平面静推力: T0 （10N）
爬升时升阻极曲线特性
爬升时升阻极曲线 （起落架收起，襟翼尚处于起飞状态位置）
2 2 CD = (CD )C 0 + ( KV )0 CL = (CDZ + ΔCDT ) + ( KV )0 CL
CDZ 是巡航状态的零升阻力系数；
ΔCDT 是由于襟翼打开引起的阻力增量；
KV 是诱导阻力因子，下标0代表爬升状态。
主要参数的初步确定概念设计流程设计要求适航条设计要求适航条设计要求适航条全机布局设计全机布局设计发动机选择发动机选择机身外形初步设计机身外形初步设计机翼外形初步设计机翼外形初步设计方案分析与评估重量特性气动特性动力特性性能评估操稳特性经济性分析噪声特性排放量可靠性维修性机场适应性方案分析与评估重量特性气动特性动力特性性能评估操稳特性经济性分析噪声特性排放量可靠性维修性机场适应性确定主要参数确定主要参数尾翼外形初步设计尾翼外形初步设计总体布置总体布置形成初步方案形成初步方案满足要求
代入数据： Range＝1500 n. mi a:＝576.4 Knots ( 巡航高度35000ft） C＝0.6 lb/hr/lb （涵道比假设为6） L/D＝17.6 M=0.82
Range = ⎛ a ⎞⎛ L ⎞ ⎜ ⎟⎜ M ⎟ ⎝ C ⎠⎝ D ⎠
计算得：
Winitial = 1.142 W final
确定飞机主要参数的方法
飞机总体课程设计-110座支线飞机
飞机总体设计报告（110座级支线客机概念设计）学院：航空宇航学院一、设计要求：1.有效载荷–全经济舱布置110人（每人重75kg ） –每人行李总重：20kg2.飞行性能指标–巡航速度：M 0.78–飞行高度：35000英尺－39000英尺–航程：2300（km ），45分钟待机，5％燃油备份–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。
–起飞场长：小于1700（m ） –着陆场长：小于1550（m ） –进场速度：小于220 （km/h ）二、飞机构型的确定1.设计要求相近的飞机资料2.飞机布局形式参考机型：庞巴迪航宇集团CRJ-900 中国商用飞机有限公司ARJ21 英国航宇公司BAe146加加林航空制造集团SSJ-100 1）尾翼（正常式“T ”型单垂尾） 避免发动机尾喷流达到平尾上。
避免机翼下洗气流的影响 “失速”警告（安全因素）飞机型号有效载荷（t ） 起飞重量(kg) 巡航速度(km/h) 航程(km)CRJ-900 10.2 36.5 860 2778 ARJ21 11.2 43.6 923 3700 BAe146 24.8 2554 SSJ-100458784590外形美观（市场因素）2）机翼（采用下单翼）便于安装起落架，且不挡住发动机进气。
可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。
3）发动机（尾吊双发涡轮风扇发动机）飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。
4）起落架前三点型式，主起落架安装在机翼上5）飞机草图三、机身外形的主要参数1.通道：单通道经济舱：5*22=110另外布置厨房、厕所及安全门2.机身横截面及当量直径1）经济舱座椅宽度19-21in，取21in；其中中间位置加宽为22in；过道宽度为19in。
机舱宽度为：21*4+22+19+10=135（其中为了舒适及结构需要增加10in） 2）截面采用圆截面座椅设置在最大直径处，因此当量直径为135in=3.44m3.中间段长度确定经济舱座位间距为31-34in，取34in。
飞机总体设计课程设计报告.
鹪鹩号 4 座轻型通用航空飞机
南京航空航天大学
学 专 班 学 姓
院：航空宇航学院 业：飞行器设计与工程 级：0112105 号：011210531 名：苏 祺
指导教师：王宇、罗东明 时 间：2015.12.25-2016.1.15
南京航空航天大学
目录
前言 ................................................................................................................................................... 5 一、设计要求.................................................................................................................................... 5 二、总体布局初步设计 .................................................................................................................... 5 2.1、现有飞机数据 ........................................................................................................................... 5 2.2、布局选择 ................................................................................................................................... 6 2.3、最终布局确定 ........................................................................................................................... 6 2.4、三维草图 ................................................................................................................................... 6 三、飞机全机重量的计算 ................................................................................................................. 7 3.1、燃油系数的计算 ....................................................................................................................... 7 3.2、飞机任务油重计算 ................................................................................................................... 8 3.3、飞机空重的迭代计算................................................................................................................ 8 四、其它总体参数确定 .................................................................................................................. 10 五、发动机选择与短舱设计 ........................................................................................................... 11 5.1、发动机选择 ............................................................................................................................. 11 5.2、短舱设计 ................................................................................................................................. 12 六、机翼设计.................................................................................................................................. 13 6.1、现有参数 ................................................................................................................................. 13 6.2、升力系数计算和翼型选择 ...................................................................................................... 13 6.3、机翼其它参数确定与计算 ...................................................................................................... 14 6.4、副翼参数 ................................................................................................................................. 14 6.5、机翼图 ..................................................................................................................................... 15 七、尾翼设计.................................................................................................................................. 16 7.1、平尾参数 ................................................................................................................................. 16 7.2、尾翼翼型选择 ......................................................................................................................... 17 7.3、尾翼图 ..................................................................................................................................... 18 八、垂尾设计.................................................................................................................................. 18 8.1、垂尾参数 ................................................................................................................................. 18 8.2、垂尾翼型选择 ......................................................................................................................... 20 8.3、垂尾翼型图 ............................................................................................................................. 202南京航 Nhomakorabea航天大学
飞机总体设计文档6
• 单击此处编辑母版文本样式
2）WF：完成飞行任务所需的燃油重量 3）WPL：有效载荷
4
航空宇航学院
2.正常飞行重量 单击此处编辑母版标题样式 指飞机有50％余油的重量，在计算飞行性能时 常用此重量。 • 单击此处编辑母版文本样式 – 第二级 3.着陆重量 – 第四级
» 第五级 正常着陆重量: 通常是指飞机在有20％的余 油、50％的弹药时的重量。
◆ 3
• 第三级
航空宇航学院
其中： 1）WOE：飞机使用空重（Operating Weight Empty） WOE = WE + Wtfo + Wcrew
单击此处编辑母版标题样式
WE空机重量（Empty Weight) – 第二级 WE = WME + WFix •W ： 结构空重 (Manufacturers Empty Weight) 第三级 ME – 第四级 Wfix： 固定设备重量（航空设备、雷达等） » 第五级 Wtfo不能用的燃油重量（trapped fuel and oil） Wcrew机组人员重量
– 第二级
计算所需的燃油重量WF
• 第三级 计算可使用空重：WOE可用= WTO - WF - WPL
计算可用空重：WE可用= WOE可用 - Wtfo - Wcrew 根据WTO与WE之间的统计关系计算WE需用
– 第四级 » 第五级
WE可用 − WE需用 WE需用
≤ 0.5%
结 束
7
航空宇航学院
第一步：确定有效载荷WPL
单击此处编辑母版标题样式
民用机：旅客（75 kg） – 第二级 货机： 军用机：武器装备（机炮、火箭、导弹、炸弹） – 第四级
» 第五级
最新现代飞机总体设计-1第一讲-飞机总体设计概念精品文档
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务—概念设计
用CAD系统绘制的设计布置图
16
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务—初步设计
▪ 冻结布局：所有重大更改结束 ▪ 完善飞机的几何外形设计、完整的三面图和理论外
形（三维CAD模型） ▪ 详细绘出飞机的总体布置图
• 机载设备 • 分系统 • 载荷和结构承力系统
小型飞机的设计师通常是自己去做设计以后的力学分 析工作。但大型的设计机构（如设计研究所、飞机公司） 在设计较大型机型时，是由各学科的分析专家来进行飞 机的力学特性和飞机性能分析。
1.3 飞机总体设计的特点
飞机设计的性质
飞机设计师的行为表面上来看主要是“绘制”新机的 图样，但其真实工作主要是智力方面的。
一个良好的设计应具有很好的总体性能，各部分充分 协调，可以顺利通过后续的专业性的计算或者试验的验 证而不需作根本性的改变。这需要设计师具备扎实的知 识、丰富的经验，并通过认真的工作才能达到。
飞机要解决的根本问题是：能否做出一个既有现实可 行性又满足设计要求的设计方案？如果不能，或者提供 更好的现实条件，或者降低设计要求。
－…
参数选择与 性能优化
概念设计流程
细化的参数选择与 性能优化
初步设计
12
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务 —设计要求论证与
研究
13
1.3 飞机总体设计的特点
❖ 各阶段的任务—概念设计
▪ 飞机的布局与构型
• 设计要求 • 各种设计规范（如适航规章） • 科学性与创造性：应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动
• 如理论图，运动图，总装配图，构件装配面，零件图，各 系统总装配图，零构件图
民用飞机设计流程
民用飞机设计流程下载温馨提示:该文档是我店铺精心编制而成，希望大家下载以后，能够帮助大家解决实际的问题。
文档下载后可定制随意修改，请根据实际需要进行相应的调整和使用，谢谢!并且，本店铺为大家提供各种各样类型的实用资料，如教育随笔、日记赏析、句子摘抄、古诗大全、经典美文、话题作文、工作总结、词语解析、文案摘录、其他资料等等，如想了解不同资料格式和写法，敬请关注!Download tips: This document is carefully compiled by theeditor. I hope that after you download them,they can help yousolve practical problems. The document can be customized andmodified after downloading,please adjust and use it according toactual needs, thank you!In addition, our shop provides you with various types ofpractical materials,such as educational essays, diaryappreciation,sentence excerpts,ancient poems,classic articles,topic composition,work summary,word parsing,copy excerpts,other materials and so on,want to know different data formats andwriting methods,please pay attention!民用飞机设计流程一、项目启动阶段。
在决定开展民用飞机设计项目之前，有一系列的准备工作需要进行。
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。
飞机总体设计课件(1)
动性、操稳特性限制要求；寿命要求；强度、刚度、
重量要求；可靠性、维修性、出勤率要求；地面配
套设备及零备件要求；单价及使用寿命的费用要求
等。
(三) 主要性能指标要求
基本状态飞机起飞重量，最大使用表速、M数，
实用升限，最大上升率，规定高度、速度范围内的
加速时间，最大稳定和瞬时盘旋率，过失速机动能
力，最大使用过载，基本及最大航程，起飞速度及
飞行器总体设计
第1章 绪 论
1.1 飞机研制的一般过程
1995年，总参谋部、国防科工委（现总装备部）
等发布了《常规武器装备研制程序》，按其规定，
新飞机的研制分成五个阶段：论证阶段、方案阶段、 工程研制阶段、设计定型阶段、生产定型阶段。
1.1.1 论证阶段
任务： 论证阶段主要是研究新飞机设计的可行性，包
气发动机；装航炮和空空火箭，后期型挂装第一代
空空导弹；装光学-机电式瞄准具；后期型装第一
代雷达。
典型型号：F-86、F-100，米格-15、米格-19。
(其中F-100和米格-19有时被划入第一代超音速战 斗机的范围。)
第二代：20世纪50年代末60年代初开始服役，最
拟试验。
飞机部件及整机要做静力试验，以验证飞机的强 度；起落架还要做动力试验。 飞机总装完成以后在试飞前，要做全机地面共振 试验，以确定飞机的颤振特性；还要做各系统及其 综合的机上地面试验以及全机电磁兼容性等机上地
面试验，为放飞前做最后的验证。
飞机在工程研制阶段，即应拟定考核其能否满足
原定战术技术要求的试飞大纲，并且应尽早培训空、
(1) 飞机的类型和基本任务 (2) 飞机的有效载荷
(3) 飞机的飞行性能指标
(4) 其他方面的要求：电子对抗、隐身、使用维
飞机总体设计参数估算
（m）
计算模型（进场速度 ）
• 进场速度
进场速度的计算公式为：
Va = 1.3Vstall
其中Vstall飞机失速速度，由下式确定：
Vstall = nM ld 1 ρ SCL max, L 2
(m/s)
Mld 飞机最大着陆重量； ρ 机场空气密度，一般为标准大气压下海平面空气密度。 S 机翼面积； CLmax,L 为着陆状态时机可以达到的最大升力系数。 n 法向过载系数，取0.88
军用喷气运输机/轰炸机的重量统计数据
军用喷气运输机/轰炸机重量统计数据拟合
运输机的统计数据
拟合出的统计关系
燃油系数的计算
• 燃油系数主要由任务剖面中巡航阶段确定，其它阶段 巡航阶段以外）的燃油系数为：
• 巡航阶段燃油系数可用Breguet航程方程确定
Breguet航程方程
对于喷气为推力的飞机，航程计算公式为：
界限线和地毯图
界限线图
根据给定各项性能指标，形成一个关于能满足设计要求的推 重比和翼载的可选区域。
起飞距离 = f1(T0/ Wto, Wto/S) 着陆距离＝f2(T0/ Wto, Wto/S) 升限 = f3(T0/ Wto, Wto/S) 第二阶段爬升= f4(T0/ Wto, Wto/S) V进场 = f5(T0/ Wto, Wto/S) ……
关键：性能～翼载和推重比的计算模型
计算模型（起飞距离）
• 起飞距离
– 正常起飞情况（发动机正常工作）的计算公式：
k ToL = e CLUS ⎛ T ⎞ ⎜ ⎟ ⎝ Mg ⎠
−1.35
⎛ Mg 0 ⎞ ⎛ Mg ⎞ + 6⎜ ⎟ ⎜ ⎟ SCLUS ⎠ ⎝ S ⎠0 ⎝
飞机总体设计报告
飞机总体设计报告
摘要
本文讨论了飞机总体设计的理念、目标与要求，并着重介绍了对飞机
自主导线程、机身构型、发动机、动力传动和控制系统的设计和分析。
在
此基础上，我们对机身结构进行了优化、结构验算、负载分析以及失速特
性的评估。
同时，我们对飞行推进系统进行了考察，并且给出了各个系统
优化的建议，以满足设计要求。
最后，本文总结了整个飞机总体设计流程，并且给出了未来工作的发展方向。
关键词：飞机设计；导线程；机身构型；动力传动；控制系统
一、飞机总体设计理念
飞机总体设计旨在使飞机具备安全可靠、高效低消耗、稳定可操纵的
性能，具有良好的机动性能和航电系统控制功能。
因此，对飞机总体设计
的要求既是优化机体结构与动力传动系统，也是优化系统动力性能、质量
特性、空气动力特性以及系统控制性能。
二、飞机自主导线程
飞机总体设计的主要导线程是安全、可靠、全面考虑。
在总体设计过
程中，必须确保飞机结构能符合机动性能和航电系统控制功能要求，同时
结构的可安全操纵性、可靠性和耐久性也要满足一定要求，以保证飞机机
组在任何操纵状态下都能保持安全飞行。
飞机总体设计 - 设计过程及算例
无人机总体设预计例之阳早格格创做任务央供：飞止下度：30-200m，飞止速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飞止速度28m/s，爬降率4m/s，绝航时间：1h ，最大过载1.7，任务载荷沉量：0.5kg，背包式输送，收射办法：脚扔式，回支办法：机背着陆安排历程：无尾筹备【要领：参照已有共类无人机】决定筹备形式：主假如机翼、垂尾、能源、起降架等.（1）机翼根据体味或者共类飞机决定：展弦比 5.5-6，尖削比 0.4-0.5，后掠角 28°°，拆置角2°展弦比【展弦比删大，降致阻力减小，降阻比删大】【展弦比删大，弦少减小，雷诺数降矮，气动效用降矮】【展弦比删大，弦少减小，翼型薄度减小，机翼结构沉量降下】尖削比【尖削比效用降力展背分散，当展背降力分散靠近椭圆时，降致阻力最小，矮速机翼普遍与0.4-0.5】后掠角【后掠角减少，横背宁静性删大，配下反角】【后掠角减少，尾翼舵效减少】【后掠角减少，纵背阻僧巩固，纵背动宁静性巩固】下反角【上反角减少，横背宁静性减少，下反角好异】拆置角【巡航阻力最小对付应机翼的迎角，通用航空飞机战自制飞机的拆置角约莫为2°，输送机约莫为1°，军用飞机约莫为0°，正在以去的安排阶段，可通过气动预计去查看安排状态所需要的机翼本质的拆置角.】机翼中型草图（2）垂尾垂尾形式：翼尖垂尾尾空系数：Cvt=0.04/2=0.02 【单沉尾】（3）能源系统形式电动无人机促成系统拆置位子主要有：机头推进式、机尾促成式、单收机翼前缘推进式、单收形式、单收机翼后缘促成式.底下钻研百般安插形式对付筹备安排的效用.能源形式便宜缺面真例机头推进式螺旋桨前圆进气宁静已被搞扰；简单真止沉心位子安排；脚扔收射不会对付收射员制成妨害；排气被机身战机翼遏止，效用能源系统的效用；回支降降时，电效果战螺旋桨简单触天益坏机尾促成式机头不妨拆置任务设备；螺旋桨也阻挡易正在着陆时触天益坏；对付螺旋桨的搞扰较小；沉心摆设正在安排沉心面非常艰易；单收翼前缘推进式电效果不正在占用机头位子；以便正在机头拆置任务设备；机身的阻力会爆收一个较大的矮头力矩；过下的机身也删大的结构沉量，浸润里积也比较大单收翼前缘推进式机头拆置摄像设备安插需要二台电效果，减少了系统的搀纯性单收机翼后缘促成式机头拆置摄像设备螺旋桨的滑流间接吹正在尾翼上，制成无人机的宁静性变更本筹备为：机尾促成式2.无人机降阻个性（极直线）估算前里决定了机翼的基础参数，要决定无人机的简直机翼参数，还需要知讲“起飞沉量”、“翼载荷”，而后举止筹备缩搁.决定起飞沉量，闭键是电池沉量，电池沉量由飞机需要的能量决断，能量由飞机降阻个性决断.降阻个性由飞机筹备形式决断，可参照（1） 整降阻力系数2.X （一弛纸挨比圆）对付于机翼、尾翼，普遍以翼型最大相对付薄度为前提预计..（2）降致阻力果子至此，不妨估算得到飞机的极直线 （3）飞机极直线如果飞机沉量知讲，赢得了降阻个性，根据速度不妨得到功率需要，根据航时央供不妨得到能量央供，即：起飞沉量决断功率能量然而是起飞沉量主要包罗肌体结构、任务设备、能源拆置、电池.而电池沉量又决断它包罗的能量的几.即：功率能量决断起飞沉量决定其中一个需要依赖对付圆，从而提出功沉比的观念.起飞沉量决断机翼大小，机翼大小又决断起飞沉量，从而提出翼载荷的观念.根据功率需要，可推出飞机功沉比与翼载荷的拘束分解圆程：普遍情况下，可先根据体味值决定翼载，而后正在无人机巡航、爬降、盘旋、最大飞止速度等多个工况下，由翼载预计功沉比.表4-1 无尾筹备小型电动无人机参数统计从统计值可知，翼载可与7kg/m2代进上式，可得到巡航状态爬降状态：脚扔速度V=10m/s：V=0.5（人脚扔速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：巡航盘旋状态最大仄飞快度状态本质上，百般工况下，翼载与功沉比之间闭系图不妨绘出去，而后根据一些节制条件（起飞距离.....），找范畴，决定相映谦脚条件的翼载战功沉比若搞组.子与任务设备.的.（1）飞机结构沉量.普遍起飞沉量正在几公斤范畴内的小型无人机结构沉量系数正在0.25-0.35范畴内，动做收端分解，可与为0.3.惯例飞机种类结构沉量系数（2）能源拆置沉量能源拆置包罗电机、减速器、螺旋桨等.电动飞机起飞沉量不随飞止爆收变更.推导历程：源拆置的比功率（功率/能源拆置沉量）.那一参数不妨与统计值.【分解：最大功沉比为48.4w/kg，小型脚扔电动无人机沉量不大于5kg，果此，最大需要的功率：250W】注：常常脚扔电动无人机300w的电机沉量约为100g，电调约为50g，电机与螺旋桨对接器为30g.从而有，能源拆置的沉量约为（3）电池沉量电池沉量=能量/能量稀度..由于飞机正在爬降段需要较下功率，正在飞止下度不下（相对付大天<200米），爬降段时间短，不妨忽略，飞止中巡航段时间最少，下滑螺旋桨效用巡航速度.用-.正在起飞爬从而得到：其余，还需要知讲电池个性：本质比能量与仄衡比功率上图不妨利用电池的搁电个性直线：电压-搁电时间直线（分歧电流下）.（怎么变换，上钩查，斜率是搁电时间）从上图中不妨瞅出，MH-Ni比能量较矮，然而比能量随着比功率删大变更较小，符合大功率短时间情形，即符合飞止时间短、速度大的飞止器.LiSO2比能量下，然而比能量随着比功率删大赶快低沉，适用于小功率万古间情形，即符合飞止时间少、速度小的飞止器.果此，本筹备采用LiSO2电池，根据航时央供为1小时，斜线与直线接面得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg.其余，也不妨根据统计去与值电池的比能量比功率统计综上可知：.（4）飞机的起飞总沉量.概括前里可得：主假如根据已经决定的无人机总体参数及本能参数，决定无人机的需用功率，根据需用功率采用符合的螺旋桨战电机.（1）需用功率/推力直线无人机做定常仄飞时，需要的功率.海仄里下仄飞需用功率直线海仄里下的飞机需用推力（2）螺旋桨采用央供：昌敏：以推力动做指标，以巡航动做安排面a、螺旋桨必须正在所有飞止速度范畴内，提供脚够的推力，以谦脚功率需要.最大飞止速度下，功率需要最大，螺旋桨的最大转速功率要大于最大仄飞需用功率.b、电动无人机以巡航速度飞止时间最少，齐力真止螺旋桨正在巡航速度下效用最大化，且螺旋桨可用功率大于且靠近其需用功率.从仄飞需用功率直线可知：最大需用功率为：43.4W，相映推力为：1.55N.（不妨自已安排桨，也不妨采用现有的桨）根据体味采用若搞桨.桨的螺距、直径已知.（【注：转速用r/s】以上参数需要通过真验丈量、PropCalc第一步：通过真验获与前进比J=0（V=0普遍情况下，通过六分量天仄尝试分歧转速n下的螺旋桨的推力T，通过电压电流测螺旋桨的功率P，从而可得到J=0（注意：空速范畴要覆盖所安排无人机的飞止速度范畴，转速牢固为10000r/min）【要领一】查文件，找桨的C p（C p-J）直线.利用文件桨与所选桨正在V=0C p-V，C T-V直线仄移，得到所选桨的C p-V，C T-V直线（主要本果：暂时不合算公式）.【要领二】通过仿真硬件PropCalc预计，并分散固态截止建正【要领三】风洞尝试所选桨的螺距6吋、直径8吋（1英寸=0.0254米）第三步：预计不由J （改变V, n=10000r/min ）对付应下的各螺旋桨-前进比直线.以“巡航速度效用最下，各速度效用普遍较下”为规则，决定所选螺旋桨.（或者矫正螺旋桨，再普及效用.）【注：转速稳定，空速变更，相称于改变前进比，也不妨用6000千万于值出闭系】【分解：从上图中不妨瞅出，螺旋桨最下效用为0.75，对付应前进比约为0.5-0.8之间，效用皆正在0.7以上.那一效用最佳正在巡航速度下出现.共时可根据最下效用，可采用最佳的螺旋桨】第四步：利用C p 预计最大飞止速度下的最大转速功率P ，并进功率校核.（多个桨则不妨的采用：大于且靠近需用功率）.（V, n ）对付应下功率P 数据校验功率是可谦脚：最大转速功率>最大仄飞功率/最大效用.（如果多桨，则不妨根据功率情况举止采用，以”可用功率>需用功率且二者靠近”为规则，排除一部分）【分解，可正在最大飞止速度下，螺旋桨功率谦脚大于且靠近的央供.最小功率需假如正在12m/s下为13W，正在12m/s下，螺桨最小转速功率为29W，较为靠近.】第五步：一朝选定螺旋桨，则根据巡航速度V下的效用最大化决定巡航最佳转速.（那便为电机采用提出了央供）a.巡航状态昌敏搞法：.为电机采用做输进，采用效用最下的电机.电机最大处事电压16.9V下，预计分歧速度下的可用推力或者功率，从而决定最大最小飞止速度，即速度范畴.需要迭代预计，迭代出符合的转速.效用便不思量了. %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%% %%%巡航速度：18m/s❶功率校核：（本质上不必校推力，只消功率即可）以n=9600r/min为巡航转速，效用最下，然而螺旋桨功率过下，不匹配，分歧适.【降矮转速，益坏一面效用，换与功率】❷与ƞ=0.72，功率校核：❸与n=6000r/min，功率校核：螺旋桨功率缺累，舍去.【分解：如果念定正在此效用、转速，则需劣化气动个性，矫正降阻比，降矮需用功率.】❹与ƞ功率校核：❺反复迭代，约6900转为最佳转速，不妨谦脚效用与功率兼得.，ƞ功率校核【分解：如果念进一步普及效用，则需换桨，果此要准备尽大概多的螺桨动做备选桨.如果采用了效用最下的桨，仍念再普及效用，则需要矫正飞机降阻个性.也便是道，一圆里改桨，一圆里改飞机降降阻个性】【归纳：为什么不克不迭用需用功率、推力反推转速，果为那是一个隐式闭系，无法事先决定Ct,Cp】飞机需用功率：43.4W，飞止速度：28m/s❶由前里的功率-转速-速度表可得出，与转速n=162.5r/s，=0.65，(9750r/min)功率缺累.（J=0.7874，效用ƞ❷与n=175r/sn=167r/s J=0.8274，效用ƞ❸与反复迭代❹与n=170r/s J=0.8106，效用ƞ（12000r/min）功率校核：功率不靠近.（11250r/min ）功率校核：（10500r/min ）功率校核：（9750r/min ）功率校核：（9000r/min ）功率校核： 反复迭代，（3）电机的采用采用电机的央供：巡航效用下，电效果的电压：m V n U IR K =+电机扭矩常数与KV 值的闭系：309.5T V V K K K π==根据上头公式：Q I U备选电效果的本能参数型号Kv 空载电流I 0（A ）内阻Rm(Ω）沉量（g ）Hacker A20 34S 1500 Hacker A20 22L 924 HiMax HC2812-0650 650 HP-Z3007-261240转速单位：r/min型号电流 电压功率效用Hacker A20 34S Hacker A20 22L HiMax HC2812-0650 HP-Z3007-26飞机爬降状态下电机的电流、电压、功率、效用型号电流 电压功率效用Hacker A20 34S Hacker A20 22L HiMax HC2812-0650 HP-Z3007-26型号电流 电压功率效用Hacker A20 34S Hacker A20 22L HiMax HC2812-0650 HP-Z3007-26【分解：由上头不妨瞅出，电机效用最下为HiMax HC2812-0650，其处事电压最大，处事电流最小.】综上所述，本筹备螺旋桨采与Taipan8-6，电机采与HiMax HC2812-0650，巡航状态：桨的效用0.70，电机效用0.8157，巡航状态电机电压11.3V ，电机最大处事电压16.9V ，采与5节散合物锂电池串联，电压为3.7*5=18.5，电池沉量：0.31kg.近似等于与之前预计值.【注：如果宽要害于前里预计值，还得沉新走一遍前里的安排处事.】 （1）机翼几许参数根据翼载可得：机翼视图（2）翼型的采用本筹备安排的无尾筹备电动无人机尺寸小，飞止速度矮，雷诺数很小.翼型薄度相对付较小【不克不迭太小，沉量过大】.起飞战着陆段大概需要人为遥控飞止，飞机必须具备很好的自然飞止宁静性，由于飞翼筹备无仄尾，那央供机翼具备正的整降俯俯力矩.总体对付翼型的央供：S型翼型，较下的降阻比，矮雷诺数下的翼型效用较下，正在所有飞止速度范畴内力矩线性变更.现有的小型无尾式无人机战飞翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510.备选翼型安排降力系数：【安排降力系数是指飞机时常使用的降力系数，常常指巡航飞止时的降力系数.】安排雷诺数：【采与几许仄衡气动弦少：S/B】从Cm-alpha直线上不妨瞅出：惟有EMX07、E186整降俯俯力矩系数为正，其余的均为背，纵背配仄较易.E186整降俯俯力矩系数大，然而从降阻比直线上不妨瞅出，EMX07最大降阻比大，从CL-alpha直线上瞅出，EMX07得速迎角大.从CL-Cd直线上不妨瞅出，正在安排降力0.3457附近，阻力基础稳定.而且正在分歧雷诺数下，EMX07的整降俯俯力矩系数变更不大.综上分解，本筹备采用翼型为：EMX-07（3）垂尾安排尾翼仔细参数预计采与典型飞机的尾翼容量系数法，本筹备尾容系【尾容系数*尾翼降力系数=尾翼爆收的力矩系数】展弦比：2.0；垂尾后掠角：45沉尾视图（4）舵里安排小型无尾筹备电动无人机大多采与降降副翼混同统制真止俯俯战偏偏航统制，普遍正在机翼后缘安插舵里，利用统制系统真止副翼战降降舵的功能.舵里安排正在前期阶段不要害，要根据后期把持本能去进一步建改.对付速度不下的飞机，舵里相对付里积约与为0.3~0.4.副翼里积相对付机翼里积普遍5%~7%；副翼相对付弦少约为20%~25%；普遍副翼偏偏角δ，不超出25º.本筹备无人机的降降副翼安插正在翼尖.2后缘上下偏偏角±25°.即少之比.沉心位子由里里拆载安插决定，核心则由气动筹备决定.利用AAA飞机安排硬件预计无人机的核心位于机翼根弦前缘面后距离.（使用硬件去决定飞核心）对付于本筹备的飞翼筹备，机翼核心可近似为齐机的核心，简直决定后掠翼核心的要领如下：即沉心位于机翼根弦前缘面后0.1982m，沉心位子决定.对付于小型电动无人机，其沉心位子不妨根据操稳个性预计后，通过移动电池位子去安排.（1）三维模型本筹备三维数教模型的建坐使用CATIA完毕.三里图前视图俯视图侧视图效验图（2）里里拆载安插电动无人机机身里里拆载有电池、自动驾驶仪、数据传输设备、图象传输设备、侦探设备.正在机翼中段的分置睹图所示.里里拆载安插不妨工程剖析法预计，也不妨涡格法ALV硬件预计.预计AAA也能预计.气动个性包罗飞机的降力个性、阻力个性战力矩个性.工程估算分解截止将动做本能预计的输进，用于飞止本能的分解.（1）齐机降力个性分解.亚音速时，对付于具备等翼型、线性扭转角分散的机翼，其整降迎角可用下式预计：.【注：速度矮气氛压缩性不思量，由于飞翼筹备忽略机翼扭转】【注：机翼的整降迎角不是齐机的整降迎角，果为存留拆置角.】整降力系数【整降力系数=整降迎角*降力线斜率】常常机翼的整降力系数为机翼整降力系数与仄尾降力系数之战..则.有了齐机的整降力系数以及降力线斜率，不妨供得整降迎角：本质上，有了机翼的整降迎角，由于无尾翼，然而机翼存留拆置角，可知，齐机的整降迎角为-2.8度.收端预计可采与下式正在雷诺数好已几的情况下，搞洁机翼的最大降力系数常常与由二维翼型数据决定的翼型最大降力系数的90％安排.机翼后掠使最大降力系数减小，由无后掠机翼的最大降力值乘以1/4弦少处的后掠角的余弦得到下式：对付于本筹备巡航状态齐机的雷诺数为300000，翼型正在此雷诺数下的最大降力系数由翼型采用可知.通过查表，查什么表？】齐机的最大降力系数：齐机的最大降力系数对付应的得速迎角：（有面问题，出思量拆置角）（2）齐机阻力个性分解阻力分为整降阻力战降致阻力，对付于矮速电效果，整降阻力主要为压好阻力战摩揩阻力.a.齐机整降阻力系数FF去估算飞机每一部件的亚音速整降阻力.Q去思量部件阻力的相互搞FF战Q的乘积.【不妨用于预计机翼、仄尾垂尾等的整降阻力系数】Q为搞对付于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，然而对付于矮雷诺数飞止器，气流大部分大概是层流.普遍天，当雷诺数正在50万时，气流流过仄板会从层流形成紊流，转捩面位子为:❶机翼从而，机翼的仄板摩揩阻力系数为：机翼的形状果子：CATIA三维安排图中丈量，S为三视图中露仄里里积】机翼整降阻力系数：垂尾整降阻力系数：总的兴阻力还包罗飞机特殊部件的纯项阻力，如襟翼、牢固式起降架、上翘的后机身及底部里积，而且把预计的漏鼓及饱包阻力所有加到总阻力中.加到上头已决定的整降阻力中去.4%.【飞翼筹备齐机整降阻力系数可用机翼整降阻力系数近似，那里不计二个垂尾的整降阻力系数】齐机整降阻力系数： b. 齐机降致阻力系数c. 齐机极直线（3）齐机俯俯力矩个性分解齐机俯俯力矩由机翼战尾翼俯俯力矩组成，然而飞翼筹备不仄尾，则机翼俯俯力矩则为齐机俯俯力矩.不妨用涡格法预计.❶机翼预计机翼俯俯力矩系数的参照里积为机翼里积，参照少度与为仄衡气动弦少..机翼的扭转战仄里形状.当所有机翼处于整降力迎角时，局部剖里的降力本去不皆为整，会引起附加的整降力矩. 2.5，后掠角小❷垂尾不垂尾齐机整降俯俯力矩系数为：飞机宁静性是飞机安排的一项要害指标.正在评介飞机宁静性历程中主假如通过飞机的气动导数去推断.【央供：明白各导数物理意思，掌握一种预计要领】（1）横航背静导数预计横航背静导数是指飞机果侧滑而引起的横背力、滚转力矩战偏偏a. 翼身推拢体.小迎角时，机积.S 为机翼里积【怎么样得去？】❷垂尾S 为机翼里积；b.。
《飞机总体设计》电子教案2009最新版-南航-余雄庆-620页-单个PDF
方法与手段
• 统计数据 • 经验公式 • 工程估算公式 • 参数敏感分析 • 地毯图 • 总体分析软件 • 总体参数优化软件
输出
• 初步方案的三面图 • 可行性论证报告 • 详细技术要求与目标
初步设计
输入
• 概念设计结果 • 初始方案的外形CAD模型
目标
• 细化、优化概念设计方案 • 确信方案能达到设计要求，冻结总体外形。
飞机设计的三个阶段
• 概念设计 (Conceptual Design) 1% 人员
• 初步设计 (Preliminary Design) 9% 人员
• 详细设计（Detail Design)
90%人员
设计工作特点
• 科学性与创造性
– 构思与分析 – 右脑与左脑
• 非唯一性 • 逐步细化 • 反复迭代，多轮逼近 • 多学科综合与协调
关于性能指标
• 航程
– 航程对飞机重量的确定有很大影响 – 列出覆盖机场的距离，在此基础上确定航程。
参考教材
1.
L. R. Jenkinson, P. Simpkin, D. Rhodes, Civil Jet Aircraft Design, AIAA Inc, 1999
2.
D.P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, AIAA Education Series. 1992.
飞机设计的基本要求
• 飞机的类型和基本任务
– 类型
• 军用机：战斗机，轰炸机，……. • 民用飞机：客机，货机，公务机，……
– 基本任务
• 飞行任务剖面图
• 有效载荷
– 民用飞机：旅客数；行李重量 ；货物重量 – 军用飞机：空勤人员；武器弹药；装备
飞机总体设计课件(3) 154页PPT文档
(1) 平尾应避开机翼尾涡的不利干扰。 一般来说，机翼尾涡随迎角增大而增强，因而将 平尾布置在机翼弦平面上下不超过5%平均气动弦 长的位置，有可能满足大迎角时的纵向操稳要求， 因而现代飞机采用下平尾和中平尾的型式居多。 (2) 高置平尾由于存在4个直角，阻力较大，同时 垂尾重量也较大。
(3) T尾的优点是平尾速度阻滞系数大，效率高； 同时平尾相当于垂尾的端板，也使垂尾的效率提高。 这种形式的主要缺点是垂尾的结构重量较大，而且 只对于平直或者小后掠的垂尾才有可能。
不可以
可以
较长/较易 短/易
较易/较轻
易/轻
相当于 机翼下反
概括地讲，大型旅客机以下单翼型式居多；重型 军用运输机一般多采用上单翼型式；战斗机一般情 况下采用中单翼型式的较多。
机翼在机身上的前后位置，决定了飞机的纵向操 稳特性，通常要到重心定位阶段才能确定。
2.1.3 尾翼的位置
I. 水平尾翼的前后位置 飞机的气动特性取决于各承力翼面的相对位置以 及相对尺寸和形状，其中机翼是产生升力的主承力 翼面，前翼、平尾等是辅助承力翼面。 平尾(或辅助翼面)与机翼的前后相对位置是代表 不同飞机型式的显著的标志。
变后掠机翼设计难点之一是飞机的平衡问题：当 增大后掠角时，气动中心后移，重心也后移，但前 者移动量大，飞机会出现低头现象，需要通过调整 燃油来调整重心位置或者增加平尾向下的载荷(同 时增加了配平阻力)来克服。
变后掠机翼设计的另一个难点是由于转轴机构及 其集中传力而带来的机翼结构复杂和机翼重量的增 加(机翼大致增重20%以上)以及由此引起的全机重 量的增加。
单纯的小展弦比直机翼的缺点是跨音速气动特性 较差，焦点变化剧烈，因此在超音速飞机上较少采 用。
(2) 后掠翼 对亚音速飞机而言，后掠翼能有效提高临界马赫 数，延缓局部激波的产生，避免过早出现波阻。 对超音速飞机而言，后掠翼可改善其跨音速气动 性能：后掠翼的CD0~ M 变化较缓，升力线斜率虽 然小于直机翼但比三角翼大。
飞机构型设计总体
F-22
飞机构型选择的思维特点
• 创造性
– 非逻辑性思维
• 非唯一性
–虽然设计要求相同 – 但构型可完全不同
飞机构型的非唯一性（1）
• 幻影-2000
- 无尾布局型式 - 机翼形状：三角翼 - 蜂腰形机身 - 一台发动机装在机身尾段 - 机身两侧的进气道
• F-16
- 正常式的布局型式 - 切角三角形的中单翼 - 翼身融合体 - 机身腹部进气 - 一台发动机装在机身尾段
可显著地降低其侧向的“雷达散射截面” （RCS）
- 无垂尾：B-2
实例
苏27
YB-49
2 . 翼的平面形状及其 在机身上的安装位置
• 机翼的平面形状 - 直机翼 - 后掠翼 - 三角翼 - 小展弦比
• 在机身上的安装位置 - 上单翼 - 中单翼 - 下单翼
直机翼的特点
• 主要用在低速飞机 • 低速气动特性良好，诱
中单翼飞机
F-16
下单翼（客机）
为什么大多数喷气客机采用下单翼？ ✓ 机翼结构可从客舱地板下穿过
✓ 起落架短、结构重量轻、易收放 ✓ 发动机和襟翼易于检查和维修 ✓ 安全考虑：强迫着陆时，机翼可起缓冲 作用。
✓不利因素： 机身机翼气动干扰较大 机翼离地近，吊舱安装困难。 部分客舱的座位的视线被机翼遮挡
• 收集与所设计要求相近的飞机资料
飞机型号 Beech Duke B60
载荷 (lbs)
1300
起飞重量 (lbs)
6775
巡航速度 (kts)
239
航程 (n.m)
1,080
Beech Baron M58 1500
5400
200
1200
Cessna T303
飞机总体设计课程设计报告书
国内使用的喷气式公务机设计班级：0111107学号：011110728姓名：于茂林一、公务机设计要求类型国内使用的喷气式公务机。
有效载重旅客6－12名，行李20kg/人。
飞行性能：巡航速度：0.6 - 0.8 M最大航程：3500－4500km起飞场长：小于1400－1600m着陆场长：小于1200－1500m进场速度：小于230km/h据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。
根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。
与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。
由此，从中选出一些较主流机型作为参考二、确定飞机总体布局1、参考机型庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr巴西航空：飞鸿300、塞斯纳航空：奖状cj32、可能的方案选择：正常式前三点起落架T型平尾/ 高置平尾+ 单垂尾尾吊双发涡轮喷气发动机/ 翼吊双发喷气发动机/ 尾吊双发喷气发动机小后掠角梯形翼+下单翼/ 小后掠角T型翼+中单翼/ 直机翼+上单翼3、最终定型及改进1）正常式、T型平尾、单垂尾①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②“失速”警告（安全因素）③外形美观（市场因素）④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。
②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。
(完整word版)飞机总体课程设计
1.重量估算与指标分配以下计算过程的公式参照《飞机设计手册8》1.1机身重量估算USFA方法——机身重量，kg-—起飞重量，1684 kg；——设计过载,2；——机身长度，8.5 m；——机身最大宽度，1。
9 m；——机身最大高度，1。
6 m;—-设计巡航速度(EAS），290 km/h;此公式可用于速度550 km/h以下的飞机。
代入数据,算得机身重量126。
56kg。
1.2机翼重量计算采用USFA方法——机翼重量，kg——机翼面积，16 ；——机翼展弦比，11；——机翼1/4弦线后掠角，4°；-—机翼根梢比,1.25；——机翼最大相对厚度，15％；——海平面最大平飞速度,300 km/h；代入数据，计算得机翼重量。
1.3尾翼重量计算采用USFA方法1.3.1水平尾翼-—平尾面积,2.28 ；——平尾力臂，；--平尾展长,；—-平尾根部剖面最大厚度，0。
0672 m；代入数据,计算得水平尾翼重量。
1.3.2垂直尾翼——垂尾面积，；——垂尾展长，；—-垂尾根部剖面最大厚度，0。
1899 m；代入数据，计算得垂直尾翼重量。
1.4发动机短舱重量采用Torenbeek方法多发活塞式发动机飞机:汽缸水平对置发动机:-—发动机起飞总功率，264.6kW；N—-发动机的数量，2;代入数据，计算得单发重量.双发总重量为。
1.5 起落架重量采用Torenbeek 方法式中：=1，下单翼飞机；1。
08,上单翼飞机。
其中，，,见下表起落架重量计算系数表飞机类别A B C D 主15.00.0330.0210前 5.40.04900主9.10.0820.0190前11.300.0240尾 4.100.0240主18.10.1310.019 2.23E-05前9.10.0820 2.97E-06尾2.30.31起落架型式喷气式教练机和行政飞机收放式固定式收放式其他民用飞机可知主起落架：，，,;主起落架重量：62。
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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 feS 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*0.10.172S S ==浸湿; 垂尾：0.1S S =外露，则0.2029S S=浸湿; 0.0055*(2.0290.170.2029)0.0132D feS C C S ==++=浸湿参考（2）升致阻力因子1K A eπ=对于后掠翼飞机：0.680.150.680.154.61*(10.045)(cos ) 3.14.61*(10.045*5.8)(cos 28)3.10.7518LE e A =-Λ-=--=110.0735.8*3.14*0.7518K A e π=== 至此，可以估算得到飞机的极曲线20.01320.073D L C C =+（3）飞机极曲线20.01320.073D 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。
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：⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎭⎫ ⎝⎛++=22220)(g S W q n K C SW qV gV W P T D T y T 一般情况下，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从统计值可知，翼载可取7kg/m 2 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 ：22max 1113.422 1.1L L C W V C V S ρρ<==起飞 V=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由上得出最大功重比为：48.4 W/kg ，巡航功重比为：11.19W/kg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。
），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1234T W W W W W =+++其中，1W 是结构重量，2W 是动力装置重量，3W 是电池重量，4W 是航空电子与任务设备。
其中，4W 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11T W f W =⨯其中，1f 为结构重量系数。
一般起飞重量在几公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（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。
22T W f W =⨯推导过程：maxmax2(/)T T djdjP P W W W σσ==⨯其中，max P 为电机的最大输出功率，max (/)T P W 为飞机最大功重比，dj σ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48.4w/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：250W 】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20.25W kg =（3）电池重量电池重量=能量/能量密度3/W 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）。
/4E P t =⨯其中，/4P 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<200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，/4P 可表示为/4///reqT T t dj js ljt dj js ljt dj js ljt dj js ljt dj js ljP W g K VT VL K Vg K VP W ηηηηηηηηηηηηηηηηηηηη⨯⨯⨯⨯=====⨯其中，t dj js lj ηηηη、、、分别为电机调速器效率、电机效率、减速器效率、螺旋桨效率。
req P 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3/43.11//reqreq T T t dj js lj t dj js ljT dc xhxh P P t W E e P t e W f W e W ηηηηηηηησ⎛⎫====⋅=⋅ ⎪⎝⎭ 一般地，0.9,0.7,1()t dj js ηηη===没有使用减速器螺旋桨效率：在未知转速的前提下，可以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0.7lj η=;在起飞爬升段，效率0.5lj η=。
从而得到：巡航段动力系统效率：0.7*0.7*0.90.44dj lj t ηηηη=== 爬升段动力系统效率：0.7*0.5*0.90.315dj lj t ηηηη=== 另外，还需要知道电池特性：实际比能量与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。
LiSO2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LiSO2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，比功率：120W/kg。
另外，也可以根据统计来取值品牌容量(Ah)电压(V)重量(kg) 放电倍率(C) 比能量(70％) 比功率(1h) AKE 2.2 11.1 0.166 15 102.3 102.3 dn power 2.15 11.1 0.158 15 105 105 HIMODEL 4 14.8 0.429 15 96.2 96.2 BLUEARROW 2.2 11.1 0.156 12 109.3 109.3tp6000-2s3pl 6 11.1 0.381 12 121.6 121.6 综上可知：3.111*11.19/1200.21190.44req t dj js lj T dc xhxh P f W ηηηησ⎛⎫=== ⎪⎝⎭ 通常还要满足： 3,max maxt dj js lj dc Pf d W ηηηη⎛⎫< ⎪⎝⎭，这是电池放电倍率限制的。