小型涵道無人飛機設(shè)計報告

1、小型涵道無人飛機設(shè)計報告 學生名稱：何偉明指導老師：蔣陽 （一） 內(nèi)容及要求，1，了解無人機發(fā)展狀況用途及性能要求2，基本掌握輕型飛機的總體布局方法3，掌握飛行器總體飛機的性能分析和計算方法（二） 主要技術(shù)指標1， 寫出總體方案報告2， 畫出三視圖3， 估算與分析整體飛機性能設(shè)計任務書（一）：涵道無人飛機的性能技術(shù)指標及要求（二）：飛機重量估算（三）：飛機推重比及翼載荷的計算 1，起飛推重比 2，起飛翼載荷（四）：飛機布局形式的選擇 1，總體布局形式的選擇 2，部件布局形式的選擇（五）：飛機動力裝置的選擇 1，涵道的參數(shù) 2，進氣口面積的計算與選擇（六）：飛機部件幾何參數(shù)的選擇與計算 1，機翼

2、幾何參數(shù)的選擇與計算 2，機身幾何參數(shù)的選擇與計算 3，尾翼幾何參數(shù)的選擇與計算（七）:機翼和尾翼翼型的選擇 1，機翼翼型的選擇 2，尾翼翼型的選擇（八）：飛機總體飛行性能參數(shù)計算與校驗 1，速度特性 2，起降特性（九） 飛機三視圖 (一) 涵道無人飛機的性能技術(shù)指標及要求 1，失速速度：70km/h=63.79ft/s 2，最大速度：100km/h=91.13ft/s 3, 起飛距離55m=180.45ft 4, 續(xù)航時間：6min=360s 5， 動力裝置：90mm涵道 6， 動力來源：6s電池，兩塊6s的電池并聯(lián) （二） 飛機重量估算 起飛重量計算 起飛重量主要由飛機空重we，飛機的任務

3、油重wf（這次設(shè)計主要是電池，所以不涉及到油的重量），和任務載荷wp用公式表達為 wo=we+wp 用空重系數(shù)表達為 wo=wp/（1-we/wo） 本次設(shè)計把電動涵道，電池，電調(diào)，舵機重量，起落架作為任務載荷即 wp=w（涵道）+w(電池)+w(電調(diào))+w(舵機)+w(起落架)飛機空重系數(shù)表達式：we/wo=0.99wo因本次飛機采用玻璃纖維-環(huán)氧樹脂結(jié)構(gòu)，而不是高級的復合材料，統(tǒng)計的估算表明，用玻璃纖維-環(huán)氧樹脂復合材料制成的自制飛機的空重系數(shù)大約是金屬自制飛機空重系數(shù)的0.85倍，所以飛機空中系數(shù)調(diào)整為 we/wo=0.8415wo任務載荷重量主要由電動涵道（400克）, 兩塊6s電池(

4、500)，5個舵機（55克/個）起落架加電調(diào)共475克即 wp=2150克=4.74ib即 wo=4.74/(1-we/wo)= 0.8415wo數(shù)據(jù)進行迭代wo假定值 we/wo wo計算值 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通過計算迭代所得重量 取起飛重量：6.4kg 空機重量：4.24kg 任務載荷：2.15kg(三) 飛機起飛推重比和起飛翼載荷的計算 起飛推重比（t/w）的計算 因為預先得知

5、本次設(shè)計的飛機有足夠的推力，考慮到飛機翼尖失速問題，所以選經(jīng)典展弦比作為參考值7所以暫選展弦比為a=6.5 根據(jù)經(jīng)驗公式： k=0.88（a/c） a :展弦比 6.5c：這個是總廢阻力系數(shù)，是由飛機零升阻力系數(shù)和飛機巡航時的誘導阻力的總和，因為現(xiàn)在還沒有具體的氣動外形，這里就根據(jù)經(jīng)驗取飛機的零升阻力系數(shù)c為0.02，誘導阻力系數(shù)根據(jù)公式c=c/ae,這里的c是升力系數(shù)，暫取經(jīng)驗升力系數(shù)為1.2，根據(jù)公式估算到誘導阻力為0.08，所以總的廢阻力系數(shù)為0.09所以k=0.8（6.5/0.09）=7 計算值巡航 t/w=1/(l/d)=1/7=0.143hp/kg經(jīng)驗公式 hp/wo=av 其中

6、a=0.004 c=0.57 hp/wo=0.004 v取最大速度v=100km/h=91ft/s 代入公式的hp/wo=0.052hp/ib=0.1146hp/kg已知90mm涵道飛機的靜推力是3.3kg所以 t/w=3.3/6.8=0.48因本次設(shè)計不涉及油的重量，所以不涉及到起飛還是巡航，只涉及到電池的放電時間，綜上取最大推重比0.48 翼載荷的計算根據(jù)失速速度確定的翼載設(shè)計要求失速速度為v70km/h=63.79ft/s w=0.5 vsc海平面：=0.00238slug/ft 起飛升力系數(shù)c=0.8 c根據(jù)資料所得c=1.5 代入上式得c=1.2又v63.79ft/s將以上數(shù)據(jù)代入升

7、力公式 w/s0.5 vc=5.81ib/ft 根據(jù)最大航時確定的翼載本次設(shè)計最大航時為6min，為涵道式噴氣式飛機其計算公式為 w/s=0.5 vaec =0.00238slug/ftv=63.79ft/s a=6.5 c=0.09(上面已估算)w/s=5.86 ib/ft綜上取最小翼載為5.86 ib/ft，最大推重比為0.48 (四） 飛機布局形式的選擇常見的飛機總體氣動布局形式1， 常規(guī)布局，就有大量的設(shè)計經(jīng)驗可供參考2， 鴨式布局氣動效率高，當我們的設(shè)備都放在比較靠后，將使飛機重心進一步后移，會加大飛機的靜不穩(wěn)定性，所以不采用。3， 飛翼布局具有能達到很高的升阻比的效果，氣動效率高，

8、但是它會對操穩(wěn)帶來很多問題，因本次設(shè)計是比較簡單的電動涵道，所以不采用飛機的總體布局綜上決定采用常規(guī)布局形式飛機部件布局形式的選擇機翼采用小展弦比的后掠機翼，可便于制作，提高橫側(cè)安定性尾翼采用正v尾，跟其它尾翼比起來，v尾的浸濕面積小，有利于減小型阻動力裝置為90mm涵道，裝在機身中后段，本次設(shè)計采用機身后半段部分進氣，這樣有利于飛機起飛時的防止地上碎石卷進進氣道內(nèi)。涵道的參數(shù)與選擇本次設(shè)計采用90mm涵道，用兩組6s電池，采用并聯(lián)，電池容量增加，相應得電流也會增加，6s的電池的容量為2500mah，6s電池的數(shù)據(jù)兩塊即為5000mah ，電池的放電倍率是30c，電池的最大放電電流是150a（

9、530c），所以電流足夠來維持涵道達到指定值，涵道的最大工作電流為70a,但飛機飛得時候不能用70a來飛，這樣會損壞涵道，我這里取50a,根據(jù)涵道的50a的工作電流來算,即時間 5ah50a=0.1h=6min， 可以達到要求進氣口面積的計算 本設(shè)計采用機身上面進氣,因為機身上面進氣口，其通道長度較短，有助于減輕重量，在機身上面進氣有利于防止在飛機啟動時地面碎石進入進氣道，有助于氣流進入進氣口捕獲面積的計算進氣口捕獲面積=ac(in) 發(fā)動機流量=m(ib/s)根據(jù)經(jīng)驗得知，發(fā)動機流量可用發(fā)動機前端面直徑平方的0.18倍，或發(fā)動機最大直徑平方的0.12倍來估算。這里取0.18倍。用90mm涵道

10、的風扇，速度在100km/h=0.08ma90mm=3.5433in 即3.54330.18=2.2599（ib/s）根據(jù)飛機總體設(shè)計第154頁的圖10.13可知這里取3.7即ac(in)/ m(ib/s)=3.7帶入公式得ac(in)=8.3616(in)=0.0054m90mm涵道前端面的面積的計算3.140.045=0.0064 m一般的進氣口面積即喉道面積為發(fā)動機的7080所以綜合以上數(shù)據(jù)取捕獲面積為0.005 m“擴散段”的計算擴散段是進氣口的內(nèi)部的一部分，在擴散段內(nèi)，亞音速氣流進一步減速到發(fā)動機所需的速度，因此，擴散段的捕獲面積應從前到后增加。因為設(shè)計的飛機速度不高，所以，擴散段的

11、長度這里暫取發(fā)動機前端面的直徑5倍，即450mm，即45cm出口面積的計算對于最初的設(shè)計布局，可以估算的捕獲面積為基礎(chǔ)，進行合理的近似，對于一個處于關(guān)閉位置時的亞音速收斂-擴散式噴口管所需的出口面積約為捕獲面積的0.50.7倍，這里取0.6倍即出口面積為 0.0054m0.6=0.00324 m（六）：飛機部件幾何參數(shù)的選擇與計算 機翼參數(shù)的計算與選擇已知 wo/s=5.86 ib/ft wo=6.4kg=14.11 ib所以機翼面積為 14.11/5.8=2.4328 ft=0.23m又展弦比a=6.5 根據(jù)公式a=b/s即機翼翼長b=122cm=1.22m當根梢比為0.45的時候其機翼升力

12、分布近似橢圓型機翼的升力分布，所以這里取 =0.45翼根弦長 2s/b（1+ ）=26cm翼尖弦長 260.45=11.7cm機翼后掠角的選擇，因為考慮和保障飛機橫測安定性定為10，因為10相當于飛機機翼上反角為1平均氣動弦長的計算 c=（2/3）c(1+)/(1+) c=19.75cm距翼根處的距離為y y=(b/6)(1+2)/(1+) y=26.64cm機翼安裝角為2無負扭轉(zhuǎn)角副翼的安排與計算通過參考文獻得知副翼一般約為機翼弦長的1525,這里取20，通過查圖得知副翼和機翼展長的比值為0.4機翼三視圖 機身長度的計算長度=awo a=3.5 c=0.23 wo=6.4kg計算得長度為1.

13、3m，機身外形的初步設(shè)計尾翼參數(shù)的計算尾翼面積的計算 s =c c s/l s = c b s/l本設(shè)計的是正v尾 所以力臂一樣平尾所需要的面積為力臂l=55.3cm 機翼面積s=0.23m 機翼翼展b=1.22 m 機翼的平均氣動弦長c=20cm取c=0.7 c=0.04代入上式得到 s=5.8dm s=2 dm轉(zhuǎn)化為正v尾的所需要的面積是 s=3.1 dm 與水平夾角為20根據(jù)資料查的尾翼的 =0.45 a=5 前緣后掠20 尾翼副舵面的面積的計算， 升降舵和方向舵的展長一般 為尾翼展長的90%，弦長一般為尾翼弦長的2550%左右， 這里取25%通過計算為，得到基本尺寸機翼和尾翼翼型選擇與

14、計算機翼翼型的選擇與計算初始翼載荷 w/s=5.8 ib/ft 通過上式知道起飛前的升力系數(shù)為 1.2雷諾數(shù) r=69000vl=6900019.440.1975=264919為了完成本次設(shè)計，決定選取n 60翼型n 60翼型數(shù)據(jù)雷諾數(shù)cmax零升迎角cmin失速迎角270000 1.55 -5 0.0083 10尾翼翼型的選擇 v尾翼型的選擇v尾翼型的選擇原則就是平尾要比機翼后失速，以保證飛機機翼失速之后還能控制，表現(xiàn)在翼型厚度上，就表示要選擇相對厚度要比機翼翼型相對厚度厚的翼型，n 60翼型的相對厚度是12.37% ，所以我這里選取對稱翼型naca0013，一是它阻力小，二就是便于做結(jié)構(gòu)。

15、naca0013的翼型數(shù)據(jù) 雷諾數(shù) cmax零升迎角 cmin失速迎角2700001.15 0 0 13飛機總體飛行性能參數(shù)計算與校驗速度特性整機阻力估算 d=0.5vscc=c+c/aec=1.1(c+sc/s+sc/s+sc/s)計算得 c= 0.06 c/ae=0.08 所以 d=3.37ib=1.55kg起飛速度，因為起飛速度是失速速度的 1.1倍，失速速度為70km/h所以起飛速度是77km/h最大平飛速度飛行的速度增大時，飛機的阻力也隨著增大，克服阻力需要推力，所以飛機的需用推力值t就是飛機的實際阻力值d最大，最大需可推力t減去阻力d或者減去需用推力t，所剩的推力t為 t= t-t速度越接近最大，剩余