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：20,0DDDiDLCCCCKC（1）零升阻力系数DfeSCCS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*(+)/2SSS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*(/)tcSStcStcS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：/0.1tc，则2.029SS浸湿;机身：取=0.05SSS侧俯，则3.4*0.10.172SS浸湿;垂尾：0.1SS外露，则0.2029SS浸湿;0.0055*(2.0290.170.2029)0.0132DfeSCCS浸湿参考（2）升致阻力因子1KAe对于后掠翼飞机：0.680.150.680.154.61*(10.045)(cos)3.14.61*(10.045*5.8)(cos28)3.10.7518LEeA110.0735.8*3.14*0.7518KAe至此，可以估算得到飞机的极曲线20.01320.073DLCC00.20.40.60.811.21.41.600.010.020.030.040.050.060.070.080.090.10.110.120.130.140.150.160.170.18CdCl（3）飞机极曲线20.01320.073DLCC升阻比最大时，0.0132/0.0730.4252;0.0264LDCC最大升阻比：max(/)/16.1LDLDCC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)(gSWqnKCSWqVgVWPTDTyT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名称翼展(m)机长(m)机翼面积(m2)重量(kg)翼载荷(kg/m2)DragonEye1.140.90.352.77.7Duigan3-0.96.57.2P150351.51.060.5252.9-4.65.52-8.76UAVZALA421-080.80.410.251.76.8从统计值可知，翼载可取7kg/m2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：22max1113.4221.1LLCWVCVS起飞V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：功重比为：48.4W/kg巡航盘旋状态：V=18m/s，n=1.73;功重比为：20.1W/kg最大平飞速度状态：V=28m/s;功重比为：33.9W/kg工况功重比巡航状态11.19W/kg爬升状态48.4W/kg巡航盘旋状态20.1W/kg最大平飞速度状态33.9W/kg由上得出最大功重比为：48.4W/kg，巡航功重比为：11.19W/kg0501001502002500123456789101112131415Wt/SP/Wt12345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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11TWfW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飞机种类1f亚音速干线客机轻型0.30-0.32中型0.28-0.30重型0.25-0.27。。。。。。。。。。。。。。。（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。22TWfW推导过程：maxmax2(/)TTdjdjPP其中，maxP为电机的最大输出功率，max(/)TPW为飞机最大功重比，dj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20.25Wkg（3）电池重量电池重量=能量/能量密度3/WEe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）。/4EPt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///reqTTtdjjsljtdjjsljtdjjsljtdjjsljtdjjsljPWgKVTVLKVgKVPW其中，tdjjslj、、、分别为电机调速器效率、电机效率、减速器效率、螺旋桨效率。reqP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//reqreqTTtdjjsljtdjjsljTdcxhxhPPtWEePteWfWeW一般地，0.9,0.7,1()tdjjs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;在起飞爬升段，效率0.5lj。从而得到：巡航段动力系统效率：0.7*0.7*0.90.44djljt爬升段动力系统效率：0.7*0.5*0.90.315djljt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电池的比能量比功率统计品牌容量(Ah)电压(V)重量(kg)放电倍率(C)比能量(70％)比功率(1h)AKE2.211.10.16615102.3102.3dnpower2.1511.10.15815105105HIMODEL414.80.4291596.296.2BLUEARROW2.211.10.15612109.3109.3tp6000-2s3pl611.10.38112121.6121.6综上可知：3.111*11.19/1200.21190.44reqtdjjsljTdcxhxhPfW通常还要满足：3,maxmaxtdjjsljdcPfdW，这是电池放电倍率限制的。（4）飞机的起飞总重量41231TWWfff其中，4W为已知条件，在任务书中获取。综合前面可得：421312340.50.251.5366110.30.21190.46100.230.32560.5T5.电推进系统设计主要是根据已经确定的无人机总体参数及性能参数，确定无人机的需用功率，根据需用功率选取合适的螺旋桨和电机。（1）需用功率/推力曲线无人机作定常平飞时，需要的功率/pxWgPDVVLD取飞行速度：8/30/Vmsms，间隔2/ms。由TLLWgqSC，求出LC，根据之前初步估计的升阻特性20.01320.073DLCC，求出DC，再利用DDqSC求出D，进而求得pxP。进而画出pxPV图。VCLCDL/DPD8.000010.000012.000014.000016.000018.000020.000022.000024.000026.000028.000030.00001.75010.23687.390916.29962.04911.41681.11700.98160.94060.96051.02351.11971.24311.38971.55731.