飛機總體設計 - 設計過程及算例

1、無人機總體設計算例任務要求：飛行高度：30-200m，飛行速度：40-90km/h，巡航速度：18m/s，最大飛行速度28m/s，爬升率4m/s，續(xù)航時間：1h ，最大過載1.7，任務載荷重量：0.5kg，背包式運輸，發(fā)射方式：手拋式，回收方式：機腹著陸設計過程：1.布局形式及布局初步設計無尾布局【方法：參考已有同類無人機】確定布局形式：主要是機翼、垂尾、動力、起落架等。（1）機翼根據(jù)經(jīng)驗或同類飛機確定：展弦比 5.5-6，尖削比 0.4-0.5，后掠角 28，下反角 1.5，安裝角2展弦比 【展弦比增大，升致阻力減小，升阻比增大】【展弦比增大，弦長減小，雷諾數(shù)降低，氣動效率降低】【展弦比增大

2、，弦長減小，翼型厚度減小，機翼結(jié)構重量上升】尖削比【尖削比影響升力展向分布，當展向升力分布接近橢圓時，升致阻力最小，低速機翼一般取0.4-0.5】后掠角【后掠角增加，橫向穩(wěn)定性增大，配下反角】【后掠角增加，尾翼舵效增加】【后掠角增加，縱向阻尼增強，縱向動穩(wěn)定性增強】下反角 【上反角增加，橫向穩(wěn)定性增加，下反角相反】安裝角 【巡航阻力最小對應機翼的迎角，通用航空飛機和自制飛機的安裝角大約為2 ，運輸機大約為1 ，軍用飛機大約為0，在以后的設計階段，可通過氣動計算來檢查設計狀態(tài)所需要的機翼實際的安裝角?！繖C翼外型草圖（2）垂尾垂尾形式：翼尖垂尾尾空系數(shù)：Cvt=0.04/2=0.02 【雙重尾】（

3、3）動力系統(tǒng)形式電動無人機推進系統(tǒng)安裝位置主要有：機頭拉進式、機尾推進式、單發(fā)機翼前緣拉進式、雙發(fā)形式、單發(fā)機翼后緣推進式。下面研究各種布置形式對布局設計的影響。動力形式優(yōu)點缺點實例機頭拉進式螺旋槳前方進氣穩(wěn)定未被干擾；容易實現(xiàn)重心位置設計；手拋發(fā)射不會對發(fā)射員造成危害；排氣被機身和機翼阻止，影響動力系統(tǒng)的效率；回收降落時，電動機和螺旋槳容易觸地損壞機尾推進式機頭可以安裝任務設備；螺旋槳也不容易在著陸時觸地損壞；對螺旋槳的干擾較??；重心配置在設計重心點非常困難；單發(fā)翼前緣拉進式電動機不在占用機頭位置；以便在機頭安裝任務設備；機身的阻力會產(chǎn)生一個較大的低頭力矩；過高的機身也增大的結(jié)構重量，浸潤面

4、積也比較大雙發(fā)翼前緣拉進式機頭安裝攝像設備布置需要兩臺電動機，增加了系統(tǒng)的復雜性單發(fā)機翼后緣推進式機頭安裝攝像設備螺旋槳的滑流直接吹在尾翼上，造成無人機的穩(wěn)定性變化本方案為：機尾推進式2.無人機升阻特性（極曲線）估算前面確定了機翼的基本參數(shù)，要確定無人機的具體機翼參數(shù)，還需要知道“起飛重量”、“翼載荷”，然后進行布局縮放。確定起飛重量，關鍵是電池重量，電池重量由飛機需要的能量決定，能量由飛機升阻特性決定。升阻特性由飛機布局形式?jīng)Q定，可參考同類飛機，進行初步估算。 飛機的極曲線：（1） 零升阻力系數(shù) ，一般可取為2.X（一張紙打比方）【參考面積統(tǒng)一為機翼面積】對于機身：對于機翼、尾翼，一般以翼型

5、最大相對厚度為基礎計算。也可以直接根據(jù)各類飛機的統(tǒng)計值，選取參考值。這里假設：機翼：，則; 機身：取，則; 垂尾：，則;（2）升致阻力因子 對于后掠翼飛機： 至此，可以估算得到飛機的極曲線（3）飛機極曲線升阻比最大時，最大升阻比：3.功重比與翼載荷的確定如果飛機重量知道，獲得了升阻特性，根據(jù)速度可以得到功率需求，根據(jù)航時要求可以得到能量要求，即：起飛重量決定功率能量但是起飛重量主要包括機體結(jié)構、任務設備、動力裝置、電池。而電池重量又決定它包含的能量的多少。即：功率能量決定起飛重量確定其中一個需要依靠對方，從而提出功重比的概念。起飛重量決定機翼大小，機翼大小又決定起飛重量，從而提出翼載荷的概念。

6、根據(jù)功率需求，可推出飛機功重比與翼載荷的約束分析方程：一般情況下，可先根據(jù)經(jīng)驗值確定翼載，然后在無人機巡航、爬升、盤旋、最大飛行速度等多個工況下，由翼載計算功重比。表4-1 無尾布局小型電動無人機參數(shù)統(tǒng)計名稱翼展(m)機長(m)機翼面積(m2)重量(kg)翼載荷(kg/m2)Dragon Eye1.140.90.352.77.7Duigan 3-0.96.57.2P150351.51.060.5252.9-4.65.52-8.76UAVZALA421-080.80.410.251.76.8從統(tǒng)計值可知，翼載可取7kg/m2代入上式，可得到巡航狀態(tài)：V=18m/s：功重比為：11.19W/kg爬

7、升狀態(tài)：手拋速度V=10m/s：V=0.5（人手拋速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：功重比為：48.4 W/kg巡航盤旋狀態(tài)：V=18m/s，n=1.73; 功重比為：20.1 W/kg最大平飛速度狀態(tài)：V=28m/s; 功重比為：33.9W/kg工況功重比巡航狀態(tài)11.19W/kg爬升狀態(tài)48.4 W/kg巡航盤旋狀態(tài)20.1 W/kg最大平飛速度狀態(tài)33.9W/kg由上得出最大功重比為：48.4 W/kg，巡航功重比為：11.19W/kg實際上，各種工況下，翼載與功重比之間關系圖可以畫出來，然后根據(jù)一些限制條件（起飛距離。），找范圍，確定相應滿足條件的翼載和功重比若干組。4.起

8、飛重量確定其中，是結(jié)構重量，是動力裝置重量，是電池重量，是航空電子與任務設備。其中，在重量設計中是不變的，是任務要求中給定的。（1）飛機結(jié)構重量其中，為結(jié)構重量系數(shù)。一般起飛重量在幾公斤范圍內(nèi)的小型無人機結(jié)構重量系數(shù)在0.25-0.35范圍內(nèi)，作為初步分析，可取為0.3。常規(guī)飛機種類結(jié)構重量系數(shù)飛機種類亞音速干線客機輕型0.30-0.32中型0.28-0.30重型0.25-0.27。（2）動力裝置重量動力裝置包括電機、減速器、螺旋槳等。電動飛機起飛重量不隨飛行發(fā)生變化。推導過程：其中，為電機的最大輸出功率，為飛機最大功重比，為動力裝置的比功率（功率/動力裝置重量）。這一參數(shù)可以取統(tǒng)計值。【分析

9、：最大功重比為48.4w/kg，小型手拋電動無人機重量不大于5kg，因此，最大需求的功率：250W】注：通常手拋電動無人機300w的電機重量約為100g，電調(diào)約為50g，電機與螺旋槳連接器為30g。從而有，動力裝置的重量約為（3）電池重量電池重量=能量/能量密度其中，為飛行中電池提供的能量，為電池實際比能量（能量密度）。其中，為飛行中電池提供的平均功率，為飛行時間。由于飛機在爬升段需要較高功率，在飛行高度不高（相對地面最大平飛功率/最大效率。（如果多槳，則可以根據(jù)功率情況進行選擇，以”可用功率需用功率且兩者接近”為準則，排除一部分）【分析：由前可知，最大需用功率為：43.4W，可在最大飛行速度

10、下，螺旋槳功率滿足大于且接近的要求。最小功率需求是在12m/s下為13W，在12m/s下，螺槳最小轉(zhuǎn)速功率為29W，較為接近?！康谖宀剑阂坏┻x定螺旋槳，則根據(jù)巡航速度V下的效率最大化確定巡航最佳轉(zhuǎn)速。（這就為電機選擇提出了要求）a. 巡航狀態(tài)昌敏做法：巡航速度：18m/s，推力：0.9605ND=0.8J10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.82680.510.590.690.710.750.750.740.720.720

11、.69n(V=18m/s)299.9752250.0217214.2784187.5163166.6654149.9876136.3650124.9932115.3871107.1392100001.79991.50011.28571.12511.00000.89990.81820.75000.69230.6428T23.209615.627211.41137.65945.64463.71642.48941.62171.04830.5873 巡航轉(zhuǎn)速約6500轉(zhuǎn)，效率約0.72從功率角度也可以，避免了以下的迭代再由算出功率，計算出扭矩。為電機選擇作輸入，選取效率最高的電機。電機最大工作電壓16

12、.9V下，計算不同速度下的可用推力或功率，進而確定最大最小飛行速度，即速度范圍。需要迭代計算，迭代出合適的轉(zhuǎn)速。效率就不考慮了。%巡航速度：18m/s滿足效率最高，螺旋槳功率： 功率校核：（實際上不用校推力，只要功率即可） 22.34W 0.995N以n=9600r/min為巡航轉(zhuǎn)速，效率最高，但螺旋槳功率過高，不匹配，不合適?！窘档娃D(zhuǎn)速，損失一點效率，換取功率】取n=7500r/min，J=0.7087，效率為=0.72，螺旋槳功率： 功率校核： 23.88W 取n=6000r/min，J=0.8858，效率為=0.66螺旋槳功率：功率校核： 23.88W 反復迭代，約6900轉(zhuǎn)為最佳轉(zhuǎn)速，

13、可以滿足效率與功率兼得。巡航最佳轉(zhuǎn)速:n=6800r/min，J=0.7816，=0.70螺旋槳功率：功率校核：巡航扭矩：【分析：如果想進一步提高效率，則需換槳，因此要準備盡可能多的螺槳作為備選槳。如果選擇了效率最高的槳，仍想再提高效率，則需要改進飛機升阻特性。也就是說，一方面改槳，一方面改飛機升升阻特性】【總結(jié)：為什么不能用需用功率、推力反推轉(zhuǎn)速，因為這是一個隱式關系，無法事前確定Ct,Cp】b.最大飛行速度狀態(tài) 飛機需用功率：43.4W，飛行速度：28m/s由前面的功率-轉(zhuǎn)速-速度表可得出，取轉(zhuǎn)速n=162.5r/s，(9750r/min)，前進比為J=0.8480，效率=0.65，螺旋槳

14、功率：功率校核：61.1W取n=167r/s（10000 r/min），前進比為J=0.8274，效率=0.68螺旋槳功率：功率校核：144.3W功率不接近。取轉(zhuǎn)速n=187.5r/s（11250 r/min），J=0.3307，=0.54螺旋槳功率：功率校核：144.3W取轉(zhuǎn)速n=175r/s（10500 r/min），J=0.3543，=0.59螺旋槳功率：功率校核：124.7W取轉(zhuǎn)速n=162.5r/s（9750 r/min），J=0.3816，=0.64螺旋槳功率：功率校核：115.0W取轉(zhuǎn)速n=150r/s（9000 r/min），J=0.4134，=0.69螺旋槳功率：功率校核：1

15、06.7W反復迭代，爬升最佳轉(zhuǎn)速約為：9000r/min爬升扭矩為：狀態(tài)螺槳效率螺槳功率最佳轉(zhuǎn)速扭矩爬升0.69106.790000.1132巡航0.7024.668000.0340最大速0.7062.0102000.0585（3）電機的選擇電機的主要性能參數(shù)有：，內(nèi)阻，空載電流電機的效率：選擇電機的要求：巡航效率高，電機的輸出扭矩：電動機的電壓：電機扭矩常數(shù)與KV值的關系：根據(jù)上面公式：備選電動機的性能參數(shù)型號Kv空載電流I0（A）內(nèi)阻Rm(）重量（g）Hacker A20 34S15000.90.14742.5Hacker A20 22L9240.80.10956.7HiMax HC281

16、2-06506500.360.28560.2HP-Z3007-2612401.80.0676.5轉(zhuǎn)速單位：r/min飛機巡航狀態(tài)下電機的電流、電壓、功率、效率型號電流電壓功率效率Hacker A20 34S6.26845.454834.19290.7194Hacker A20 22L4.10697.807032.06260.7672HiMax HC2812-06502.686311.227130.15940.8157HP-Z3007-266.23795.858136.54220.6732飛機爬升狀態(tài)下電機的電流、電壓、功率、效率型號電流電壓功率效率Hacker A20 34S18.77378.

17、7597164.45200.6488Hacker A20 22L11.810211.0276130.23820.8193HiMax HC2812-06508.105316.1562130.95080.8148HP-Z3007-2616.57568.2526136.79180.7800飛機最大飛行速度狀態(tài)下電機的電流、電壓、功率、效率型號電流電壓功率效率Hacker A20 34S10.13688.290184.03510.7378Hacker A20 22L6.489911.746476.23300.8133HiMax HC2812-06504.362616.935673.88320.8392

18、HP-Z3007-269.43588.792082.95960.7474【分析：由上面可以看出，電機效率最高為HiMax HC2812-0650，其工作電壓最大，工作電流最小?！烤C上所述，本方案螺旋槳采用Taipan8-6，電機采用HiMax HC2812-0650，巡航狀態(tài)：槳的效率0.70，電機效率0.8157，巡航狀態(tài)電機電壓11.3V，電機最大工作電壓16.9V，采用5節(jié)聚合物鋰電池串聯(lián)，電壓為3.7*5=18.5，電池重量：0.31kg。近似等于與之前估計值?！咀ⅲ喝绻麌乐卮笥谇懊婀烙嬛?，還得重新走一遍前面的設計工作?！?.飛機布局幾何參數(shù)確定（1）機翼幾何參數(shù)根據(jù)翼載可得：機翼面積

19、：翼展：幾何平均弦長：平均氣動弦長：根弦長：尖弦長：0.133機翼視圖（2）翼型的選擇本方案設計的無尾布局電動無人機尺寸小，飛行速度低，雷諾數(shù)很小。翼型厚度相對較小【不能太小，重量過大】。起飛和著陸段可能需要人工遙控飛行，飛機必須具有很好的自然飛行穩(wěn)定性，由于飛翼布局無平尾，這要求機翼具有正的零升俯仰力矩?？傮w對翼型的要求：S型翼型，較高的升阻比，低雷諾數(shù)下的翼型效率較高，在整個飛行速度范圍內(nèi)力矩線性變化?，F(xiàn)有的小型無尾式無人機和飛翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510。備選翼型翼型相對厚度最大厚度位置相對彎度最大彎度位置EMX-079.9%29.7%2.53

20、%20.6%MH629.29%26.9%1.59%36.6%E18610.23%29%1.30%29%S50109.82%27%2.19%27%HS5108.79%27%2.19%27%a.設計點設計升力系數(shù)：【設計升力系數(shù)是指飛機常用的升力系數(shù)，通常指巡航飛行時的升力系數(shù)。】設計雷諾數(shù)：【采用幾何平均氣動弦長：S/B】b.翼型氣動性能分析從Cm-alpha曲線上可以看出：只有EMX07、E186零升俯仰力矩系數(shù)為正，其它的均為負，縱向配平較難。E186零升俯仰力矩系數(shù)大，但從升阻比曲線上可以看出，EMX07最大升阻比大，從CL-alpha曲線上看出，EMX07失速迎角大。從CL-Cd曲線上可

21、以看出，在設計升力0.3457附近，阻力基本不變。而且在不同雷諾數(shù)下，EMX07的零升俯仰力矩系數(shù)變化不大。綜上分析，本方案選用翼型為：EMX-07最大厚度零升迎角零升力矩系數(shù)最大升力系數(shù)最大升阻比失速迎角9.9%-0.80.0151.217511翼型升力線斜率線性迎角范圍6.959（3）垂尾設計尾翼詳細參數(shù)計算采用典型飛機的尾翼容量系數(shù)法，本方案尾容系數(shù)初步為?！疚踩菹禂?shù)*尾翼升力系數(shù)=尾翼產(chǎn)生的力矩系數(shù)】從機翼俯視圖上看，可得：由可得：垂尾面積：展弦比：2.0；垂尾后掠角：45翼展：垂尾平均氣動弦長：根梢比：0.5；根弦長：0.05，梢弦長：0.025重尾視圖（4）舵面設計小型無尾布局電動

22、無人機大多采用升降副翼混合控制實現(xiàn)俯仰和偏航控制，一般在機翼后緣布置舵面，利用控制系統(tǒng)實現(xiàn)副翼和升降舵的功能。舵面設計在前期階段不重要，要根據(jù)后期操縱性能來進一步修改。對速度不高的飛機，舵面相對面積約取為0.30.4。副翼面積相對機翼面積一般5%7%；副翼相對弦長約為20%25%；一般副翼偏角，不超過25。本方案無人機的升降副翼布置在翼尖。弦長取機翼平均弦長的12，為0.025m升降副翼面積為：0.22*5%=0.011m2展長：0.44m后緣上下偏角257.重心位置確定由于本方案飛機起飛著陸時需人工操縱，所以需要有較好的靜定性。初步確定縱向靜穩(wěn)定裕度為。即其中，為全機重心位置與全機焦點位置間

23、的距離與平均氣動弦長之比。重心位置由內(nèi)部裝載布置確定，焦點則由氣動布局確定。利用AAA飛機設計軟件計算無人機的焦點位于機翼根弦前緣點后距離。（使用軟件來確定飛焦點）對于本方案的飛翼布局，機翼焦點可近似為全機的焦點，具體確定后掠翼焦點的方法如下：從而可以求得：即重心位于機翼根弦前緣點后0.1982m，重心位置確定。對于小型電動無人機，其重心位置可以根據(jù)操穩(wěn)特性計算后，通過移動電池位置來調(diào)整。8.三維模型建立及內(nèi)部裝載布置（1）三維模型本方案三維數(shù)學模型的建立使用CATIA完成。三面圖前視圖俯視圖側(cè)視圖效果圖（2）內(nèi)部裝載布置 電動無人機機身內(nèi)部裝載有電池、自動駕駛儀、數(shù)據(jù)傳輸設備、圖象傳輸設備、

24、偵察設備。在機翼中段的分置見圖所示。內(nèi)部裝載布置9.無人機氣動特性分析 可以工程解析法計算，也可以渦格法ALV軟件計算。估計AAA也能計算。 氣動特性包括飛機的升力特性、阻力特性和力矩特性。工程估算分析結(jié)果將作為性能計算的輸入，用于飛行性能的分析。（1）全機升力特性分析a.全機升力線斜率對于低速常規(guī)的直線邊梯形機翼，機翼升力線斜率可用下式估算：其中，為翼型升力線斜率，為展弦比。 由于全機沒有平尾，因此，機翼的升力線斜率就是全機的升力線斜率。b.全機零升力系數(shù)亞音速時，對于具有等翼型、線性扭轉(zhuǎn)角分布的機翼，其零升迎角可用下式估計：其中，翼型零升迎角；每度扭轉(zhuǎn)角引起的零升迎角增量；壓縮性修正因子。

25、【注：速度低空氣壓縮性不考慮，由于飛翼布局忽略機翼扭轉(zhuǎn)】【注：機翼的零升迎角不是全機的零升迎角，因為存在安裝角?！苛闵ο禂?shù)【零升力系數(shù)=零升迎角*升力線斜率】通常機翼的零升力系數(shù)為機翼零升力系數(shù)與平尾升力系數(shù)之和。本方案無平尾。則其中，為機翼安裝角。c.全機零升迎角有了全機的零升力系數(shù)以及升力線斜率，可以求得零升迎角：實際上，有了機翼的零升迎角，由于無尾翼，但機翼存在安裝角，可知，全機的零升迎角為-2.8度。d.升力系數(shù)線性的迎角范圍初步估計可采用下式e.最大升力系數(shù)及失速迎角 在雷諾數(shù)差不多的情況下，干凈機翼的最大升力系數(shù)通常取由二維翼型數(shù)據(jù)確定的翼型最大升力系數(shù)的90左右。機翼后掠使最大

26、升力系數(shù)減小，由無后掠機翼的最大升力值乘以1/4弦長處的后掠角的余弦得到下式：對于本方案巡航狀態(tài)全機的雷諾數(shù)為300000，翼型在此雷諾數(shù)下的最大升力系數(shù)由翼型選擇可知。機翼最大升力對應的迎角：其中，分離引起的迎角增量為【通過查表，查什么表？】全機的最大升力系數(shù)：全機的最大升力系數(shù)對應的失速迎角：f.全機升力曲線（有點問題，沒考慮安裝角）（2）全機阻力特性分析阻力分為零升阻力和升致阻力，對于低速電動機，零升阻力主要為壓差阻力和摩擦阻力。a. 全機零升阻力系數(shù)部件構成法是用平板摩擦阻力系數(shù)以及形狀因子FF來估算飛機每一部件的亞音速零升阻力。然后用因子Q來考慮部件阻力的相互干擾，總的部件阻力等于浸

27、濕面積、FF和Q的乘積。【可以用于計算機翼、平尾垂尾等的零升阻力系數(shù)】采用部件構成法，亞音速飛機零升阻力估算公式為：其中，部件表面摩擦系數(shù)； 部件形狀因子；Q為干擾因子； 部件的浸濕面積； 參考面積對于大部分飛機，流過部件的氣流可認為是紊流，但對于低雷諾數(shù)飛行器，氣流大部分可能是層流。一般地，當雷諾數(shù)在50萬時，氣流流過平板會從層流變?yōu)槲闪?，轉(zhuǎn)捩點位置為:機翼機翼雷諾數(shù)為：機翼處于層流層和紊流層的摩擦阻力系數(shù)為：層流：紊流：從而，機翼的平板摩擦阻力系數(shù)為：機翼的形狀因子：【注：這里近似將】機翼浸濕面積與參考面積比：【從CATIA三維設計圖中測量，S為三視圖外露平面面積】干擾因子：【由于干擾較小

28、】機翼零升阻力系數(shù)： 垂尾 【注意：參考面積需統(tǒng)一】干擾因子：【由于干擾較小】垂尾零升阻力系數(shù)： 總的廢阻力還包括飛機特殊部件的雜項阻力，如襟翼、固定式起落架、上翹的后機身及底部面積，并且把估計的漏泄及鼓包阻力一起加到總阻力中。雜項阻力可以使用大量的經(jīng)驗圖表及公式分別確定，然后把結(jié)果加到上面已確定的零升阻力中去。本機的雜項阻力取為總廢阻力的4%。【飛翼布局全機零升阻力系數(shù)可用機翼零升阻力系數(shù)近似，這里不計兩個垂尾的零升阻力系數(shù)】全機零升阻力系數(shù)：b. 全機升致阻力系數(shù)可以采用渦格法求誘導阻力因子。也可以用解析法 對于后掠翼飛機： c. 全機極曲線升阻比最大時，最大升阻比：（3）全機俯仰力矩特性

29、分析全機俯仰力矩由機翼和尾翼俯仰力矩組成，但飛翼布局沒有平尾，則機翼俯仰力矩則為全機俯仰力矩?？梢杂脺u格法計算。a.全機零升俯仰力矩系數(shù)機翼計算機翼俯仰力矩系數(shù)的參考面積為機翼面積，參考長度取為平均氣動弦長。力矩參考點取為設計重心處。機翼的零升俯仰力矩系數(shù)一部分來源于翼型，另一部分來源于機翼的扭轉(zhuǎn)和平面形狀。當整個機翼處于零升力迎角時，局部剖面的升力并不都為零，會引起附加的零升力矩。當展弦比大于2.5，后掠角小于線性扭轉(zhuǎn)時，可用下式估算機翼低速時的b.機翼俯仰力矩系數(shù)對升力導數(shù)機翼的俯仰力矩系數(shù)為：因此，機翼俯仰力矩系數(shù)對升力導數(shù)為：【如何查表獲得】垂尾沒有垂尾全機零升俯仰力矩系數(shù)為：10.無

30、人機操縱性與穩(wěn)定性分析飛機穩(wěn)定性是飛機設計的一項重要指標。在評價飛機穩(wěn)定性過程中主要是通過飛機的氣動導數(shù)來判斷?！疽螅豪斫飧鲗?shù)物理意義，掌握一種計算方法】（1）橫航向靜導數(shù)計算橫航向靜導數(shù)是指飛機因側(cè)滑而引起的橫向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩等系數(shù)對側(cè)滑角的導數(shù)。a. 橫向力對側(cè)滑角的導數(shù)翼身組合體主要包括：機翼、機身、翼身干擾、機翼上反角等。小迎角時，機翼貢獻是小量，機身貢獻包括干擾，則對于亞音速飛機，其中， 為翼身干擾因子、為機身位于橫向力作用點的橫截面積。S為機翼面積【如何得來？】垂尾本機機翼兩端設置垂尾，此處按照雙垂尾計算：式中：機翼機身平尾對雙垂尾側(cè)滑導數(shù)的干擾因子， 雙垂尾橫向力系數(shù)

31、導數(shù)的有效值， 單垂尾面積，S為機翼面積；從而，全機的橫向力對側(cè)滑角的導數(shù)為b. 滾轉(zhuǎn)力矩對側(cè)滑角的導數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩主要來源為翼身組合體和垂尾，其中，機翼占主體。翼身組合體亞音速小迎角范圍，翼身組合體的滾轉(zhuǎn)力矩導數(shù)由下式給出 【不知如何計算得來？】垂尾重心位于機翼根弦前緣點后0.1982m?！緵]明白是迎角？可能因為機體坐標系與氣流坐標系不一致的原因?！咳珯C滾轉(zhuǎn)力矩對側(cè)滑角的導數(shù)c. 偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角的導數(shù)偏航力矩系數(shù)對側(cè)滑角導數(shù)主要由機翼、機身、垂尾等部件產(chǎn)生。翼身組合體小迎角下，可以忽略機翼產(chǎn)生的偏航力矩。其中，為機身側(cè)面積、為機身長度。垂尾全機偏航力矩對側(cè)滑角的導數(shù)（1/rad）（2）縱向

32、動導數(shù)計算包括俯仰角速度引起的升力系數(shù)動導數(shù)和迎角角度率引起的升力系數(shù)動導數(shù)。a.俯仰角速度引起的升力系數(shù)動導數(shù)【俯仰阻尼導數(shù)】一般飛機包括平尾和機翼兩部分。飛翼布局只有機翼，機身可忽略。機翼對的貢獻，考慮機身存在時可按下式估算焦點到翼根前緣距離：機翼平均氣動弦長前緣到翼根前緣距離：0.14m機翼平均氣動弦長前緣到焦點距離：=0.2161-0.14=0.0761m重心位于機翼根弦前緣點后0.1982m機翼平均氣動弦長前緣到重心距離：=0.1982-0.14=0.0582m全機俯仰角速度引起的升力系數(shù)動導數(shù)為：b.俯仰角速度引起的引起俯仰力矩系數(shù)動導數(shù)一般飛機包括平尾和機翼兩部分，而且平尾是主要

33、的，機翼貢獻為平尾的10%，對于飛翼布局，無平尾，忽略不計。c.迎角變化率引起的引起升力系數(shù)動導數(shù)機翼對的貢獻，考慮機身存在時可按下式估算【不知道符號是什么意義，怎么算？】d.迎角變化率引起的引起俯仰力矩系數(shù)動導數(shù)又稱為時差導數(shù)，主要來自于平尾，因此（3）橫向動導數(shù)計算橫向動導數(shù)計算包括：滾轉(zhuǎn)角速度引起的橫向力系數(shù)動導數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速度引起的偏航力矩系數(shù)動導數(shù)。a.橫向力系數(shù)動導數(shù)此動導數(shù)在動態(tài)分析中不重要，忽略。b.滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導數(shù)【滾轉(zhuǎn)阻尼導數(shù)】對于一般飛機，主要由機翼、平尾、垂尾產(chǎn)生。機翼 【不知道怎么算？，參數(shù)哪里來？】垂尾垂尾貢獻也是

34、一個小量。估算表達式為：平尾無平尾。全機滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導數(shù)：c.滾轉(zhuǎn)角速度引起的偏航力矩系數(shù)動導數(shù)【交叉導數(shù)】主要垂尾和機翼。機翼機翼的貢獻主要是左右翼之間有效迎角引起的阻力差而引起的。公式太復雜了，不適合用解析法。垂尾全機：d.偏航角速度引起的橫向力系數(shù)動導數(shù)不太重要，忽略。e.偏航角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導數(shù)【交叉導數(shù)】（4）航向動導數(shù)計算航向動導數(shù)計算包括：偏航角速度引起的橫向力系數(shù)動導數(shù)、偏航角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動導數(shù)、偏航角速度引起的偏航力矩系數(shù)動導數(shù)。建議采用軟件設計。（5）操縱導數(shù)計算a.副翼操縱導數(shù)副翼偏轉(zhuǎn)引起的橫向力系數(shù)導數(shù)【忽略】副翼偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系

35、數(shù)導數(shù)副翼偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導數(shù)b.升降舵操縱導數(shù)升降舵偏轉(zhuǎn)引起的升力系數(shù)導數(shù)升降舵偏轉(zhuǎn)引起的俯仰力矩系數(shù)導數(shù)c.方向舵操縱導數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的橫向力系數(shù)導數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導數(shù)（6）全機穩(wěn)定性分析全機穩(wěn)定性導數(shù)縱向迎角迎角角速率俯仰角速率橫航向側(cè)滑角滾轉(zhuǎn)角速率偏航角速率a.縱向靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性要求：對于小型電動無人機，靜裕度取值一般在10%-15%。動穩(wěn)定性要求：按飛行品質(zhì)規(guī)范GJB185-86對長短周期評價。這里 采用CATIA結(jié)構裝載建模，定義材料屬性和設備重量屬性，由CATIA測量41得到飛機的質(zhì)量慣性矩。飛機六個轉(zhuǎn)動慣量飛機縱

36、向動穩(wěn)定性由擾動運動的典型模態(tài)表示，通常，它由兩個快慢相差較大的振蕩運動組成，按振蕩周期短、長分別命名為短周期模態(tài)和長周期模態(tài)。在擾動運動的最初階段，主要特征是以迎角和角速度變化為代表的短周期運動，飛機速度基本保持不變；而在擾動運動的后一階段，主要特征是以速度和俯仰角變化為代表的長周期運動，飛機迎角基本保持不變。利用飛機縱向小擾動運動方程得到的特征方程有兩對共軛復根，一對大的和一對小的共軛復根（或兩個小實根）。大根描述快速運動，對應于飛機短周期運動，小根對應于長周期運動（沉浮運動）。飛機縱向小擾動運動方程:短周期模態(tài)對應短周期模態(tài)的特征方程:特征方程的一對大的共軛復根為:無阻尼振蕩頻率： 式中

37、：自由流動壓； 。 阻尼比： 振蕩周期： (倍增時)半衰期： 短周期模態(tài)對應長周期模態(tài)的特征方程:特征方程的一對小的共軛復根為： 無阻尼振蕩頻率： 阻尼比： 振蕩周期： 半衰期： b.橫航向靜穩(wěn)定性與動穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性要求：具有航向靜穩(wěn)定性的飛機其，具有橫向靜穩(wěn)定的飛機；動穩(wěn)定性要求：按飛行品質(zhì)規(guī)范GJB185-86進行評價。飛機的橫航向動態(tài)特性用三個典型擾動運動模態(tài)來表征，一般以大的實根（一般為負）表示快速滾轉(zhuǎn)運動模態(tài)；以小實根（可正可負）表示緩慢螺旋運動模態(tài)；以一對共軛復根表示荷蘭滾運動模態(tài)。其中滾轉(zhuǎn)模態(tài)和螺旋模態(tài)為兩個非周期模態(tài)，另一個是振蕩模態(tài)即荷蘭滾模態(tài)。利用飛機橫航向小擾動運動方程組

38、，可得到特征方程滾轉(zhuǎn)模態(tài)滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性參數(shù)通常用滾轉(zhuǎn)模態(tài)時間常數(shù)來表示，與特征方程中滾轉(zhuǎn)模態(tài)大的負實根成反比。當橫向和航向耦合不顯著時，【如果不是大實根，則不行】螺旋模態(tài)當0時，螺旋模態(tài)穩(wěn)定。式中：； ； 。荷蘭滾模態(tài)荷蘭滾模態(tài)是一種具有偏航、滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑3個運動同時存在的短周期振蕩的二階模態(tài)。對應荷蘭滾模態(tài)的特征方程為：特征方程的根 式中：荷蘭滾模態(tài)無阻尼振蕩頻率，； 荷蘭滾模態(tài)阻尼比，；荷蘭滾模態(tài)總阻尼，；?！痉治觯焊男再|(zhì)不能變】（7）全機操縱性分析全機操縱導數(shù)縱向升降舵橫航向方向舵副翼【操縱性如何評價？找相關文獻?！浚赫f明升降舵有足夠的操縱能力：說明副翼有足夠的操縱能力：說明方向舵有足夠的

39、操縱能力11.無人機飛行性能分析（1）平飛需用推力 速度取8-32m/s，間隔2m/s。速度平飛所需升力系數(shù)阻力系數(shù)升阻比推力（阻力）8.00001.75010.23687.39092.037510.00001.12010.104810.68941.408712.00000.77780.057413.55901.110614.00000.57150.037015.42840.976016.00000.43750.027216.10070.935318.00000.34570.021915.76800.955020.00000.28000.018914.79701.017722.00000.23140.017113.52581.113324.00000.19450.01