小型涵道飞机设计报告

小型涵道无人飞机设计报告
学生名称：何伟明
指导老师：蒋阳
（一）内容及要求，
1，了解无人机发展状况用途及性能要求
2，基本掌握轻型飞机的总体布局方法
3，掌握飞行器总体飞机的性能分析和计算方法
（二）主要技术指标
1，写出总体方案报告
2，画出三视图
3，估算与分析整体飞机性能
设计任务书
（一）：涵道无人飞机的性能技术指标及要求（二）：飞机重量估算
（三）：飞机推重比及翼载荷的计算
1，起飞推重比
2，起飞翼载荷
（四）：飞机布局形式的选择
1，总体布局形式的选择
2，部件布局形式的选择
（五）：飞机动力装置的选择
1，涵道的参数
2，进气口面积的计算与选择
（六）：飞机部件几何参数的选择与计算1，机翼几何参数的选择与计算
2，机身几何参数的选择与计算
3，尾翼几何参数的选择与计算（七）:机翼和尾翼翼型的选择
1，机翼翼型的选择
2，尾翼翼型的选择
（八）：飞机总体飞行性能参数计算与校验
1，速度特性
2，起降特性
（九）飞机三视图
(一) 涵道无人飞机的性能技术指标及要求
1，失速速度：70Km/h=63.79ft/s
2，最大速度：100Km/h=91.13ft/s
3, 起飞距离55m=180.45ft
4, 续航时间：6min=360s
5，动力装置：90mm涵道
6，动力来源：6s电池，两块6s的电池并联
（二）飞机重量估算
起飞重量计算
起飞重量主要由飞机空重We，飞机的任务油重Wf（这次设计主要是电池，所以不涉及到油的重量），
和任务载荷Wp用公式表达为
Wo=We+Wp
用空重系数表达为
Wo=Wp/（1-We/Wo）
本次设计把电动涵道，电池，电调，舵机重量，起
落架作为任务载荷即
Wp=W（涵道）+W(电池)+W(电调)+W(舵机)+W(起
落架)
飞机空重系数表达式：We/Wo=0.99Wo09.0
因本次飞机采用玻璃纤维-环氧树脂结构，而不是高级的复合材料，统计的估算表明，用玻璃纤维-环氧树脂复合材料制成的自制飞机的空重系数大约是金属自制飞机空重系数的0.85
倍，所以飞机空中系数调整为
We/Wo=0.8415Wo09.0-
任务载荷重量主要由电动涵道（400克）, 两块6s电池(500)，5个舵机（55克/个）起落架加电调共475克即
Wp=2150克=4.74Ib
即Wo=4.74/(1-We/Wo)= 0.8415Wo09.0-
数据进行迭代
Wo假定值We/Wo Wo计算值
7Kg 0.6928 3.99Kg
6.5Kg 0.6692 5.76Kg
6.4Kg 0.6641 6.27Kg
6.3Kg 0.6587 6.8Kg
6.35Kg 0.6614 6.5Kg
6.37Kg 0.6624 6.4Kg
通过计算迭代所得重量
取起飞重量：6.4Kg 空机重量：4.24Kg 任务载荷：2.15Kg (三)飞机起飞推重比和起飞翼载荷的计算
起飞推重比（T/W）的计算
因为预先得知本次设计的飞机有足够的推力，，考虑到飞
机翼尖失速问题，所以
选经典展弦比作为参考值7
所以暂选展弦比为A=6.5
根据经验公式：K
max
=0.88√（A/C总废阻）
A :展弦比 6.5
C总废阻：这个是总废阻力系数，是由飞机零升阻力系数和飞机巡航时的诱导阻力的总和，因为现在还没有
具体的气动外形，这里就根据经验取飞机的零升阻力系数C
D
为0.02，诱导阻力系数根据公式C
诱=C
L
2/∏×A e,这里的C L
是升力系数，暂取经验升力系数为1.2，根据公式估算到诱导阻力为0.08，所以总的废阻力系数为0.09
所以K
max
=0.8√（6.5/0.09）=7 计算值
巡航T/W=1/(L/D)=1/7=0.143hp/kg
经验公式hp/Wo=aV
max
C其中a=0.004 c=0.57
hp/Wo=0.004 V
max 57 .0
取最大速度V
max
=100Km/h=91ft/s
代入公式的hp/Wo=0.052hp/Ib=0.1146hp/Kg
已知90mm涵道飞机的静推力是3.3kg
所以T/W=3.3/6.8=0.48
因本次设计不涉及油的重量，所以不涉及到起飞还
是巡航，只涉及到电池的放电时间，综上取最大推重比0.48
翼载荷的计算
根据失速速度确定的翼载
设计要求失速速度为V
m in
70Km/h=63.79ft/s
W
1=0.5ρV
m in
2sC L
海平面：ρ=0.00238sLug/ft3
起飞升力系数C
L tekeoff =0.8 C
L max
根据资料所得C
L max =1.5 代入上式得C
L tekeoff
=1.2
又V
m in
≦63.79ft/s
将以上数据代入升力公式
W
1/S≦0.5ρV
m in
2C L=5.81Ib/ft2
根据最大航时确定的翼载
本次设计最大航时为6min，为涵道式喷气式飞机其计算公式为
W/S=0.5 ρV
m in
2√∏AeC D
ρ=0.00238sLug/ft3
V
m in =63.79ft/s A=6.5 C
D
=0.09(上面已估算)
W/S=5.86 Ib/ft2
综上取最小翼载为5.86 Ib/ft2，最大推重比为0.48
(四）飞机布局形式的选择
常见的飞机总体气动布局形式
1，常规布局，就有大量的设计经验可供参考
2，鸭式布局气动效率高，当我们的设备都放在比较靠后，将使飞机重心进一步后移，会加大飞机的
静不稳定性，所以不采用。

3，飞翼布局具有能达到很高的升阻比的效果，气动效率高，但是它会对操稳带来很多问题，因本次
设计是比较简单的电动涵道，所以不采用飞机的总体布局
综上决定采用常规布局形式飞机部件布局形式的选择
机翼采用小展弦比的后掠机翼，可便于制作，提高横侧安定性
尾翼采用正V尾，跟其它尾翼比起来，V尾的浸湿面积小，有利于减小型阻
动力装置为90mm涵道，装在机身中后段，本次设计采用机身后半段部分进气，这样有利于飞机起飞时的防止地上
碎石卷进进气道内。

涵道的参数与选择
本次设计采用90mm涵道，用两组6s电池，采用并联，电池容量增加，相应得电流也会增加，6s的电池的容量为2500mAH，6s电池的数据
两块即为5000mAH ，电池的放电倍率是30c，电池的最大放电电流是150A（5×30c），所以电流足够来维持涵道达到指定值，涵道的最大工作电流为70A,但飞机飞得时候不能用70A来飞，这样会损坏涵道，我这里取50A,根据涵道的50A的工作电流来算,即时间
5Ah÷50A=0.1h=6min，
可以达到要求
进气口面积的计算
本设计采用机身上面进气,因为机身上面进气口，其通道长度较短，有助于减轻重量，在机身上面进气有利于防止在飞机启动时地面碎石进入进气道，有助于气流进入进气口捕获面积的计算
进气口捕获面积=AC(in)2发动机流量=M(Ib/S) 根据经验得知，发动机流量可用发动机前端面直径平方的0.18倍，或发动机最大直径平方的0.12倍来估算。

这里取0.18倍。

用90mm涵道的风扇，速度在100km/h=0.08Ma
90mm=3.5433in 即3.54332×0.18=2.2599（Ib/S）根据飞机总体设计第154页的图10.13可知这里取3.7 即
AC(in)2/ M(Ib/S)=3.7
带入公式得AC(in)2=8.3616(in)2=0.0054m2
90mm涵道前端面的面积的计算
3.14×0.0452=0.0064 m2
一般的进气口面积即喉道面积为发动机的70﹪～80﹪
所以综合以上数据取捕获面积为0.005 m2
“扩散段”的计算
扩散段是进气口的内部的一部分，在扩散段内，亚音速气流进一步减速到发动机所需的速度，因此，扩散段的捕获面积应从前到后增加。

因为设计的飞机速度不高，所以，扩散段的长度这里暂取发动机前端面的直径5倍，即450mm，即45cm
出口面积的计算
对于最初的设计布局，可以估算的捕获面积为基础，进行合理的近似，对于一个处于关闭位置时的亚音速收敛-扩散式喷口管所需的出口面积约为捕获面积的0.5～0.7倍，这里取0.6倍
即出口面积为0.0054m2×0.6=0.00324 m2
（六）：飞机部件几何参数的选择与计算
机翼参数的计算与选择
已知Wo/S=5.86 Ib/ft2Wo=6.4Kg=14.11 Ib
所以机翼面积为
14.11/5.8=2.4328 ft2=0.23m2
又展弦比A=6.5 根据公式A=b2/S
即机翼翼长b=122cm=1.22m
当根梢比为0.45的时候其机翼升力分布近似椭圆型机翼的升力分布，所以这里取
λ=0.45
翼根弦长2S/b（1+ λ）=26cm
翼尖弦长26×0.45=11.7cm
机翼后掠角的选择，因为考虑和保障飞机横测安定性定为100，因为100相当于飞机机翼上反角为10平均气动弦长的计算
C=（2/3）C
(1+λ+λ2)/(1+λ)
根
C=19.75cm
距翼根处的距离为Y Y=(b/6)〔(1+2λ)/(1+λ)〕
Y=26.64cm
机翼安装角为20
无负扭转角
副翼的安排与计算
通过参考文献得知副翼一般约为机翼弦长的15～25﹪,这
里取20﹪，通过查图得知副翼和机翼展长的比值为0.4 机翼三视图
机身长度的计算
长度=AWo C A=3.5 c=0.23 Wo=6.4kg 计算得长度为 1.3m，机身外形的初步设计
尾翼参数的计算
尾翼面积的计算
S
平尾 =C
HT
c S W/L
HT
S
垂尾 = C
VT
b S W/L VT
本设计的是正V尾所以力臂一样
平尾所需要的面积为
力臂L=55.3cm 机翼面积S W=0.23m2
机翼翼展b=1.22 m2机翼的平均气动弦长c=20cm
取C
HT =0.7 C
VT
=0.04
代入上式得到
S
平尾=5.8dm2 S
垂尾
=2 dm2
转化为正V尾的所需要的面积是
S
V
=3.1 dm2与水平夹角为200
根据资料查的尾翼的
=0.45 A=5 前缘后掠200尾翼副舵面的面积的计算，升降舵和方向舵的展长一般为尾翼展长的90%，弦长一般为尾翼弦长的25～50%左右，这里取25%
通过计算为，得到基本尺寸
机翼和尾翼翼型选择与计算
机翼翼型的选择与计算
初始翼载荷 W/S=5.8 Ib/ft2
通过上式知道起飞前的升力系数为 1.2
雷诺数 R
=69000VL=69000×19.44×0.1975=264919
e
为了完成本次设计，决定选取N 60翼型
N 60翼型数据
尾翼翼型的选择
V尾翼型的选择
V尾翼型的选择原则就是平尾要比机翼后失速，以保证飞机机翼失速之后还能控制，表现在翼型厚度上，就表示要选择相对厚度要比机翼翼型相对厚度厚的翼型，N 60翼型的相对厚度是12.37% ，所以我这里选取对称翼型NACA0013，一是它阻力小，二就是便于做结构。

NACA0013的翼型数据
雷诺数 C
L
max 零升迎
角 C D min 失速迎
角
270000 1.15 0 0 130
飞机总体飞行性能参数计算与校验
速度特性
整机阻力估算D=0.5ρV2SC
总废
D
C
总废
D =C0D+C
L
2/πAe
C0D=1.1×(C
翼型+S
身
C
身
/S
机翼
+S
尾翼
C
尾翼
/S
机翼
+S
发动机
C
发动机
/S
机翼
)
计算得C0D= 0.06 C
L 2/πAe=0.08
雷诺数C
L
max 零升迎
角C D min 失速迎
角
270000 1.55 -50 0.0083 100
所以D=3.37Ib=1.55Kg
起飞速度，因为起飞速度是失速速度的 1.1倍，失速速度为70km/h
所以起飞速度是77km/h
最大平飞速度
飞行的速度增大时，飞机的阻力也随着增大，克服阻力需要推力，所以飞机的需用推力值T
需用
就是飞机的实际阻力值D
最大，最大需可推力T
可用减去阻力D或者减去需用推力T
需用
，
所剩的推力△T为
△T= T
可用-T
需用
速度越接近最大，剩余推力△T就越小，直到△T等于0，此时的速度即为最大平飞速度
即V
m ax =√2T/ρC
D
S
已知T=3kg=6.6Ib S =2.4328 ft2ρ=0.00238sLug/ft3 C
D
=0.06+0.08=0.14
所以V
m ax
=128ft/s=140km/h
飞机的起降特性
W/S=(TOP)δC
LTO
(T/W)
W/S=5.8Ib/ft2δ=1 C
LTO
=1.2/1.21=0.99 T/W=0.48 解得起飞参数TOP=12
通过查表得知为200ft =60m ，基本符合要求
飞机三视图
好的，谢谢大家听我讲这么多的废话。