飛機總體設計

無人機整體設計算例之楊若古蘭創(chuàng)作任務請求：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,任務載荷分量：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：無尾規(guī)劃【方法：參考已有同類無人機】確定規(guī)劃方式：主如果機翼、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°°，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，氣動效力降低】【展弦比增大，弦長減小，翼型厚度減小，機翼結構分量上升】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，低速機翼普通取0.4-0.5】后掠角【后掠角添加，橫向波動性增大，配下反角】【后掠角添加，尾翼舵效添加】【后掠角添加，縱向阻尼加強，縱向動波動性加強】下反角【上反角添加，橫向波動性添加，下反角相反】安裝角【巡航阻力最小對應機翼的迎角，通用航空飛機和便宜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°，在當前的設計階段，可通過氣動計算來檢查設計形態(tài)所須要的機翼實際的安裝角.】機翼外型草圖

垂尾垂尾方式：翼尖垂尾尾空系數(shù)：Cvt=0.04/2=0.02【雙重尾】動力零碎方式電動無人機推進零碎安裝地位次要有：機頭拉進式、機尾推進式、單發(fā)機翼前緣拉進式、雙發(fā)方式、單發(fā)機翼后緣推進式.上面研討各種安插方式對規(guī)劃設計的影響.動力方式利益缺點實例機頭拉進式螺旋槳前方進氣波動未被干擾；容易實現(xiàn)重心地位設計；手拋發(fā)射不會對發(fā)射員形成風險；排氣被機身和機翼禁止，影響動力零碎的效力；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?。恢匦呐渲迷谠O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地位；以便在機頭安裝任務設備；機身的阻力會發(fā)生一個較大的低頭力矩；過高的機身也增大的結構分量，浸潤面積也比較大雙發(fā)翼前緣拉進式機頭安裝攝像設備安插須要兩臺電動機，添加了零碎的復雜性單發(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，形成無人機的波動性變更■,-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)，還須要曉得“起飛分量”、“翼載荷”，然后進行規(guī)劃縮放.確定起飛分量，關鍵是電池分量，電池分量由飛機須要的能量決定，能量由飛機升阻特性決定.升阻特性由飛機規(guī)劃方式?jīng)Q定，可參考同類飛機，進行初步估算.飛機的極曲線：|匕=C。+匕,=C。+廊（1）零升阻力系數(shù)七寸，普通可取為2.x（一張紙打比方）參考【參考面積統(tǒng)一為機翼面積】對于機身：|s浸濕=3.4*［（S側+S俯）/2］對于機翼、尾翼，普通以翼型最大絕對厚度為基礎計算.也能夠直接根據(jù)各類飛機的統(tǒng)計值，拔取參考值.S這里假設：機翼：|T7^i］，則工2029；Sm曰3.4*0.1~~—T機身：取阡S疽0.05%則|亍=0.17|;S垂尾：|S外或0.1S〔，則上竺9;（2）升致阻力因子e=4.61*(1-0.045Ao.68)(cosA)0.15-3.1對于后掠翼飛機：=4.61*(1-0.045*5.80.68)(cos28)0.15-3.1=0.7518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，|C,=J0.0132/0.073=0.4252;CD=0.0264最大升阻比：|0/D）m=/CD=16.1如果飛機分量曉得，

獲得了升阻特性，才根據(jù)速度可以得到功率需求，根據(jù)航時請求可以得到能量請求，即：起飛分量決定功率能量但是起飛分量次要包含機體結構、任務設備、動力安裝、電池.而電池分量又決定它包含的能量的多少.即：功率能量決定起飛分量確定其中一個須要依附對方，從而提出功重比的概念.起飛分量決定機翼大小，機翼大小又決定起飛分量，從而提出翼載荷的概念.才艮據(jù)功率需求，可推出飛機功重比與翼載荷的束縛分析方程：普通情況下，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.名稱翼展(m)機長(m)機翼面積(m2)分量(kg)翼載荷(kg/m2)DragonEyeDuigan3-P15035UAVZALA421-08表4-1無尾規(guī)劃小型電動無人機參數(shù)統(tǒng)計從統(tǒng)計值可知，翼載可取7kg/m2代入上式，可得到巡航形態(tài)爬升形態(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:巡航盤旋形態(tài)工況功重比巡航形態(tài)爬升形態(tài)48.4W/kg巡航盤旋形態(tài)20.1W/kg最大平飛速度形態(tài)最大平飛速度形態(tài)來，然后根據(jù)一些限制條件(起飛距離.....)，找范圍，確定響應滿足條件的翼載和功重比若干組.其中，回是結構分量，回是動力安裝分量，四是電池分量，可是航空電子與任務設備.其中，回在分量設計中是不變的，是任務請求中給定的.（1）飛機結構分量其中，因為結構分量系數(shù).普通起飛分量在幾公斤范圍內(nèi)的小型無人機結構分量系數(shù)在0.25-0.35范圍內(nèi)，作為初步分析，可取為0.3.慣例飛機品種結構分量系數(shù)飛機品種f1亞音速干線客機輕型中型重型（2）動力安裝分量動力安裝包含電機、減速器、螺旋槳等.電動飛機起飛分量不隨飛行發(fā)生變更.推導過程：其中，和為電機的最大輸出功率，|（p/吧）」為飛機最大功重比，E為動力安裝的比功率（功率/動力安裝分量）.這一參數(shù)可以取統(tǒng)計值.【分析：最大功重比為48.4w/kg，小型手拋電動無人機分量不大于5kg，是以，最大需求的功率：250W】注：通常手拋電動無人機300w的電機分量約為100g，電調(diào)約為50g，電機與螺旋槳連接器為30g.從而有，動力安裝的分量約為（3）電池分量電池分量二能量/能量密度其中，回為飛行中電池提供的能量，回為電池實際比能量（能量密度）.其中，四為飛行中電池提供的平均功率，0為飛行時間.因為飛機在爬升段須要較高功率，在飛行高度不高（絕對地面<200米），爬升段時間短，可以忽略，飛行中巡航段時間最長，下滑段可以停車，飛行過程中分量不變，是以，口可暗示為其中，n、七、1、i分別為電機調(diào)速器效力、電機效力、減速器效力、\—Ldjjsj螺旋槳效力.由為飛機巡航段的需用功率.回為巡航段飛機的升阻比.口為巡航速度區(qū)為重力加速度.綜上可得：電池分量表達式為普通地，虬=0.9，%二°，，氣T(沒有使用減速器)螺旋槳效力：在未知轉(zhuǎn)速的前提下，可以利用已有的小型螺旋槳效力-速度曲線，預選一個初值.在巡航速度下，效力|氣二°，；在起飛爬升段，效力g二°。.從而得到：巡航段動力零碎效力：加二七罰幾=°.7*°.7*°.9二°.44爬升段動力零碎效力：W=g幾氣=°.7*°.5*°.9二°.315-另外，還須要曉得電池特性：實際比能量與平均比功率上圖可以利用電池的放電特性曲線：電壓-放電時間曲線(分歧電流下).(怎樣轉(zhuǎn)換，上網(wǎng)查，斜率是放電時間)從上圖中可以看出，MH-Ni比能量較低，但比能量隨著比功率增大變更較小，適合大功率短時間情形，即適合飛行時間短、速度大的飛行器.LiSO2比能量高，但比能量隨著比功率增大敏捷降低，適用于小功率長時間情形，即適合飛行時間長、速度小的飛行器.是以，本方案拔取LiSO2電池，根據(jù)航時請求為1小時，斜線與曲線交點得到，比能量：180Wh/kg,比功率：120W/kg.另外，也能夠根據(jù)統(tǒng)計來取值電池的比能量比功率統(tǒng)計品牌容量(Ah)電壓(V)分量(kg)放電倍率(C)比能量(70%)比功率(1h)AKE15dnpower15105105HIMODEL415BLUEARROW12tp6000-2s3pl612綜上可知:(P\一“..一—<f門門門門d…一.通常還要滿足：|"W匕八3；ddjsljde,max，這是電池放電倍率限制的.飛機的起飛總分量其中，叫為已知條件，在任務書中獲取.綜合前面可得：

主如果根據(jù)曾經(jīng)確定的無人機整體參數(shù)及功能參數(shù)，確定無人機的需用功率，根據(jù)需用功率拔取合適的螺旋槳和電機.(1)需用功率/推力曲線無人機作定常平飛時，須要的功率取飛行速度：區(qū)—8m/s-30m/s|，間隔|2m/s~|.VCLCDL/DPD由|L二嚇=q阿，求出叵］，根據(jù)之前初步估計的升阻特性七二0.0132+0.073C;|，求出日，再利用"-qSCD求求出回，進而求得冬］.進而畫出廠可圖.海平面下平飛需用功率曲線

海平面下的飛機需用推力螺旋槳拔取請求：昌敏：以推力作為目標，以巡航作為設計點a、螺旋槳必須在全部飛行速度范圍內(nèi)，提供足夠的推力，以滿足功率需求.最大飛行速度下，功率需求最大，螺旋槳的最大轉(zhuǎn)速功率要大于最大平飛需用功率.b、電動無人機以巡航速度飛行時間最長，努力實現(xiàn)螺旋槳在巡航速度下效力最大化，且螺旋槳可用功率大于且接近其需用功率.從平飛需用功率曲線可知：最大需用功率為：43.4W，響應推力為：1.55N.（可以自已設計槳，也能夠選擇現(xiàn)有的槳）根據(jù)經(jīng)驗選擇若干槳.槳的螺距、直徑已知.螺旋槳的拉力系數(shù)、扭矩系數(shù)、功率系數(shù)：（以上參數(shù)可、巴只跟進前比有關）虧=Cp/2兀螺旋槳的效力：卜，a，E3【注：轉(zhuǎn)速用r/s】以上參數(shù)須要通過實驗測量、PropCalc軟件仿真來獲得.第一步：通過實驗獲取前進比J=0（V=0）時的⑶、C0普通情況下，通過六分量天平測試分歧轉(zhuǎn)速n下的螺旋槳的拉力T，通過電壓電流測螺旋槳的功率？，從而可得到J=0時的CJC所選槳的螺距6口寸、直徑8口寸（1英寸=0.0254米）nPCp°TCT060007000???10000????注：普通小型無人機，經(jīng)常使用轉(zhuǎn)速10000r/min,因此開.匕測試以此為中間向兩側睜第二步：獲取分歧前進比J（V）下的且、自（留意：空速范圍要覆蓋所設計無人機的飛行速度范圍，轉(zhuǎn)速固定為10000r/min【方法一】查文獻，找槳的C-V（C-J），CT-V（C-J）曲線.利用文CPfCIPT0文獻獎P0文獻獎獻槳與所選槳在V=0時的系數(shù)」，」，對文獻槳的Cp-V，CT-V曲線平移，得到所選槳的C-V，CT-V曲線（次要緣由：目前沒有折算公式）.pT【方法二】通過仿真軟件PropCalc計算，并結合靜態(tài)結果批改【方法三】風洞測試

0.0973791641497377245注：cp/ct在轉(zhuǎn)速固定下改變空速，實際上是改變了前進比.第三步：計算不由J（改變V,n=10000r/min）對應下的各'螺旋槳效力可，確定最大效力-前進比曲線.以“巡航速度效力最高，各速度效力0.0973791641497377245注：cp/ct在轉(zhuǎn)速固定下改變空速，實際上是改變了前進比.J10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.8268n0.590.691550.74220.69【注：效力只跟前進比有關，因為|q，［也只與前進比有關，與轉(zhuǎn)速絕對值沒關系】【分析：從上圖中可以看出，螺旋槳最高效力為0.75，對應前進比約為0.5-0.8之間，效力都在0.7以上.這一效力最好在巡航速度下出現(xiàn).同時可根據(jù)最高效力，可選擇最好的螺旋槳】第四步：利用C計算最大飛行速度下的最大轉(zhuǎn)速功率？，并進功率校核.（多個槳則可以的選擇：大于且接近需用功率）.（V,n）對應下功率？數(shù)據(jù)n\V101214161820100125150175200--n\V242628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”為原則，排除一部分）【分析，可在最大飛行速度下，螺旋槳功率滿足大于且接近的請求.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.】第五步：一旦選定螺旋槳，則才艮據(jù)巡航速度V下的效力最大化確定巡航最好轉(zhuǎn)速.（這就為電機選擇提出了請求a.巡航形態(tài)昌敏做法：10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD20.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.80.590.691550.7422m/s)000從功率角度也能白夠，防止了以下的迭代再由C廣福云C廣詼5；十聲D算出功率，計算出扭矩.為電機選擇作輸入，拔取效力最高的電機.電機最大工作電壓16.9V下，計算分歧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.須要迭代計算，迭代出合適的轉(zhuǎn)速.效力就不考慮了.%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%巡航速度：18m/s

P=—P=—=1719=22.34WPS門0.751功率校核：（實際上不必校推力，只需功率即可）以n=9600r/min為巡航轉(zhuǎn)速，效力最高，但螺旋槳功率過高，不匹配，分歧適.【降低轉(zhuǎn)速，損失一點效力，換取功率】?取n=7500r/min，J=0.7087，效力為耳二0.72，P=P=—=1719=23.88WPr°P門0.721功率校核：?取n=6000r/min,J=0.8858，效力為耳P=P=—=1719=26.05Wprop門0.661功率校核：螺旋槳功率缺乏，舍去.【分析：如果想定在此效力、轉(zhuǎn)速，則需優(yōu)化氣動特性，改進升阻比，降低需用功率.】?取n=7000r/min，J=0.7593，效力為耳P=P=P=1719=23.88Wprop門0.721功率校核：?反復迭代，約6900轉(zhuǎn)為最好轉(zhuǎn)速，可以滿足效力與功率兼得.巡航最好轉(zhuǎn)速:n=6800r/min，J=0.7816，耳螺旋槳功率:功率校核：P=—=1719=24.55Wprop門0.701Q=Q=—pmp=2455=0.034N-mn*2兀(6800/60)*2?！痉治觯喝绻脒M一步提高效力，則需換槳，是以要籌辦盡可能多的螺槳作為備選槳.如果選擇了效力最高的槳，仍想再提高效力，則須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：為何不克不及用需用功率、推力反推轉(zhuǎn)速，因為這是一個隱式關系，沒法事前確定Ct,Cp】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，效力耳二0.65,螺旋槳功率：功率校核：螺旋槳功率：功率校核：P=—=434=66.8Wprop門0.651功率缺乏.?取n=175r/s(10500r/min)，前進比為J=0.7874,螺旋槳功率：功率校核：螺旋槳功率：功率校核：P=—=434=61.1WProp門0.711P=—=434=63.8Wprop門P=—=434=63.8Wprop門0.681螺旋槳功率：功率校核：P=—=434=62.0Wprop門0.701功率校核：反復迭代效力n?取n=170r/s(10200r/min)，前進比為效力nP=CPpnD5=0.030*1.225*(170)3*(0.254*0.8)5=62.5WR最大飛行速度轉(zhuǎn)速為：10200r/minm一!>、土Mtn上匚*Q=一prop—=—625=0.0585N-m最大飛行速度扭矩為：|n*2兀(10200/60)*2兀任務書中：爬升率為4m/s，爬升平均速度為：12m/s飛機需用功率：P=WgV+DV=1.5366*9.8*4+13.3273=73.6W?取轉(zhuǎn)速n=200r/s(12000r/min)P=P=736=144.3Wprop門0.51V=J122+42=12.6mP=P=736=144.3Wprop門0.51功率校核：功率不接近.?取轉(zhuǎn)速n=187.5r/s(11250r/min)V=J122+42=12.6m/s,J=0.3307,n螺旋槳功率：P=P=736=136.3Wprop門0.541功率校核:?取轉(zhuǎn)速n=175r/s(10500r/min)V=v'122+42=12.6m/s，J=0.3543，耳P=P=736=124.7WPS門0.591螺旋槳功率：功率校核：?取轉(zhuǎn)速n=162.5r/s(9750r/min)V=y'122+42=12.6m/s，J=0.3816，耳P73.6P=—==115.0WProP門0.64

1螺旋槳功率：功率校核：?取轉(zhuǎn)速n=150r/s(9000r/min)V=J122+42=12.6m/s，J=0.4134，耳P=—=736=106.7Wprop門0.691螺旋槳功率：功率校核：反復迭代，爬升最好轉(zhuǎn)速約為：9000r/min爬升扭矩為:形態(tài)螺槳效力螺槳功率最好轉(zhuǎn)速扭矩爬升9000巡航6800最大速10200106.7P….，Q=—prop==0.1132N-mn*2兀(9000/60)*2兀(3)電機的選擇電機的次要功能參數(shù)有：叵］,內(nèi)阻回，空載電流匕|P電機的效力：農(nóng).=U選擇電機的請求：巡航效力高，電機的輸出扭矩：Q=kt(I-10)n電動機的電壓：—m+KV-I電機扭矩常數(shù)與KV值的關系:根據(jù)上面公式：回口叵|v309.5K==t兀KK備選電動機的功能參數(shù)型號Kv空載電流I0（A）內(nèi)阻Rm(Q)分量（g）HackerA2034S1500HackerA2022L924HiMaxHC2812-0650650HP-Z3007-261240其工綜上所述，本方案螺旋槳采取Taipan8-6，電機采取HiMaxHC2812-0650,巡航形態(tài)：槳的效力0.70，電機效力0.8157，巡航形態(tài)電機電壓11.3V，電機最大工作電壓16.9V，采取5節(jié)聚合物鋰電池串聯(lián)，電壓為3.7*5=18.5，電池分量：0.31kg.近似等于與之前估計值.其工【注：如果嚴嚴重于前面估計值，還得從頭走一遍前面的設計工作.】（1）機翼幾何參數(shù)根據(jù)翼載可得:機翼面積：S=W/(W/S)=1.5366/7=0.2195/T翼展：所j!S=J0.2195*5.5=1.1m我S0.22幾何平均弦長：b=H=打=0.2平均氣動弦長:

根弦長:2S_2*0.2195（1+人）8—根弦長:2S_2*0.2195（1+人）8—1.5*1.1=0.2661機翼視圖本方案設計的無尾規(guī)劃電動無人機尺寸小，飛行速度低，雷諾數(shù)很小.翼型厚度絕對較小【不克不及太小，分量過大】.起飛和著陸段可能須要人工遙控飛行，飛機必須具有彳艮好的天然飛行波動性，因為飛翼規(guī)劃無平尾，這請求機翼具有正的零升俯仰力矩.整體對翼型的請求：S型翼型，較高的升阻比，低雷諾數(shù)下的翼型效力較高，在全部飛行速度范圍內(nèi)力矩線性變更.現(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.翼型絕對厚度最大厚度地位絕對彎度最大彎度地位EMX-079.9%29.7%2.53%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%備選翼型設計升力系數(shù):一系數(shù)，通常指巡航飛行時的升力系數(shù).】設計雷諾數(shù)：【采取幾何平均氣動弦長：S/B】從Cm-alpha曲線上可以看出：只要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曲線上可以看出，在設計升力0.3457附近，阻力基本不變.而且在分歧雷諾數(shù)下，EMX07的零升俯仰力矩系數(shù)變更不大.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最大升力系最大升阻比失速迎角

數(shù)數(shù)9.9%7511翼型升力線斜率線性迎角范圍9(3)垂尾設計尾翼具體參數(shù)計算采取典型飛機的尾翼容量系數(shù)法，本方案尾容系數(shù)初步為匚=OS.【尾容系數(shù)*尾翼升力系數(shù)二尾翼發(fā)生的力矩系數(shù)從機翼俯視圖上看，可得：枕“=B/2*tanA=1.1/2*tan28=0.292茍可得:IC=^VT^VT由I"孔氣S=可得:S=SIL=崩2*0.22*。.2=0.003^2VTL0.2924垂尾面積：展弦比：2.0；垂尾后掠角：45翼展：廂0*0.003=0.盡|S…0.003八…垂尾平均氣動弦長：疏=希8=。.0375叫重尾視圖舵面設計小型無尾規(guī)劃電動無人機大多采取升降副翼混合控制實現(xiàn)俯仰和偏航控制，普通在機翼后緣安插舵面，利用控制零碎實現(xiàn)副翼和升降舵的功能.舵面設計在前期階段不次要，要根據(jù)后期把持功能來進一步點竄.對速度不高的飛機，舵面絕對面積約取為0.3?0.4.副翼面積絕對機翼面積普通5%?7%;副翼絕對弦長約為20%?25%;普通副翼偏角訊不超出25°.本方案無人機的升降副翼安插在翼尖.2后緣上下偏角士25°因為本方案飛機起飛著陸時需人工把持，所以須要有較好的靜定性.初步確定縱向靜波動裕度為C一萄閥.即m，CL其中，I孔-元I為全機重心地位與全機焦點地位間的距離與平均氣動弦長之比.重心地位由內(nèi)部裝載安插確定，焦點則由氣動規(guī)劃確定.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）對于本方案的飛翼規(guī)劃，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：|X=（0.9679-0.08）*0.2233=0.1983m即重心位于機翼根弦前緣點后0.1982m，重心地位確定.對于小型電動無人機，其重心地位可以才艮據(jù)操穩(wěn)特性計算后，通過挪動電池地位來調(diào)整.（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視圖后果圖（2）內(nèi)部裝載安插電動無人機機身內(nèi)部裝載有電池、主動駕駛儀、數(shù)據(jù)傳輸設備、圖象傳輸設備、窺伺設備.在機翼中段的分置見圖所示.內(nèi)部裝載安插可以工程解析法計算，也能夠渦格法ALV軟件計算.估計AAA也能計算.氣動特性包含飛機的升力特性、阻力特性和力矩特性.工程估算分析結果將作為功能計算的輸入，用于飛行功能的分析.

叮可用下式估(1)全機升力特性分析?？捎孟率焦缹τ诘退賾T例的直線邊梯形機翼，機翼升力線斜率算：其中，|K=Ca/2兀~|，閂為翼型升力線斜率，|&=1-，園為展弦比.因為全機沒有平尾，是以，機翼的升力線斜率就是全機的升力線斜率.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：△以其中，可翼型零升迎角；二每度扭轉(zhuǎn)角惹起的零升迎角增量；△以其中，可翼型零升迎角；二每度扭轉(zhuǎn)角惹起的零升迎角增量；a0,coma0inmiTi緊縮性批改因子.【注：速度低空氣緊縮性不考慮，因為飛翼規(guī)劃忽略機翼扭轉(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.】零升力系數(shù)【零升力系數(shù)二零升迎角*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，口為機翼安裝角.有了全機的零升力系數(shù)和升力線斜率，可以求得零升迎角：實際上，有了機翼的零升迎角，因為無尾翼，但機翼存在安裝角，可知，全機的零升迎角為-2.8度.初步估計可采取下式在雷諾數(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%擺布.機翼后掠使最大升力系數(shù)減小，由無后掠機翼的最大升力值乘以1/4弦利益的后掠角的余弦得到下式：對于本方案巡航形態(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，阻五］分離惹起的迎角增量為回【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：(有點成績，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，零升阻力次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)日和外形因子FF來估算飛機每一部件的亞音速零升阻力.然后用因子Q來考慮部件阻力的彼此干擾，總的部件阻力等于浸濕面積廠|、I—總的部件阻力等于浸濕面積廠|、I—ywetI月、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)】采取部件構成法，亞音速飛機零升阻力估算公式為:其中，匕]——部件概況摩擦系數(shù)；回——部件外形因子；Q為干擾因子；部件的浸濕面積；回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.普通地，當雷諾數(shù)在50萬時，氣流流過平板會從層流變成紊流，轉(zhuǎn)捩點地位為：機翼機翼雷諾數(shù)為：1.46*10-5Re=pVL/日=些=18*0.2233=2.753*10機翼雷諾數(shù)為：1.46*10-5機翼處于層流層和紊流層的摩擦阻力系數(shù)為:層流：Ca=1.328^/Re=1.328^/2.753*105=0.0025紊流：C隊=0.455/[(log10Re)2.58(1+0.144Ma2)0.65]=0.455/[(log(2.753*105))2.58(1+0.144*0.05292)0.65]=0.0058從而，機翼的平板摩擦阻力系數(shù)為：機翼的外形因子：【注：這里近似將|A廣A0251】機翼浸濕面積與參考面積比：|Set/S=2.71【從CATIA三維設計圖中測量，，為三視圖外露平面面積】干擾因子：匹【因為干擾較小】機翼零升阻力系數(shù)：?垂尾【留意:參考面積需統(tǒng)一