无人飞机总体设计---设计过程及算例.doc

无人机总体设计算例无人机总体设计算例任务要求：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：机腹着陆设计过程设计过程：1.布局形式及布局初步设计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）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）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：2 0,0DDD iDLCCCCKC（（1））零升阻力系数零升阻力系数，一般可取为 2.X（一张纸打比方）DfeSCCS浸湿参考【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*( / )t cSSt cSt cS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：，则; /0.1t c 2.029S S浸湿机身：取，则;=0.05SSS侧俯3.4*0.10.172S S浸湿垂尾：，则;0.1SS外露0.2029S S浸湿0.0055*(2.0290.170.2029)0.0132DfeSCCS浸湿参考（（2）升致阻力因子）升致阻力因子1KA e对于后掠翼飞机：0.680.150.680.154.61*(1 0.045)(cos)3.14.61*(1 0.045*5.8)(cos28)3.10.7518LEeA110.0735.8*3.14*0.7518KA e至此，可以估算得到飞机的极曲线20.01320.073DLCC00.20.40.60.811.21.41.600.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.090.10.11 0.12 0.13 0.14 0.15 0.16 0.17 0.18 CdCl（（3）飞机极曲线）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(/)/16.1LDL DCC3.功重比与翼载荷的确定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)(gSW qnKCSWqVgVWPT D Ty T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)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从统计值可知，翼载可取 7kg/m2代入上式，可得到巡航状态巡航状态：V=18m/s：功重比为：11.19W/kg爬升状态爬升状态：手抛速度 V=10m/s：22max1113.4221.1L LCWV CVS起飞V=0.5（人手抛速度+巡航速度）=12m/s，Vy=4m/s：功重比为：48.4 W/kg巡航盘旋状态巡航盘旋状态：V=18m/s，n=1.73; 功重比为：20.1 W/kg最大平飞速度状态最大平飞速度状态：V=28m/s; 功重比为：33.9W/kg工况功重比巡航状态巡航状态11.19W/kg爬升状态爬升状态48.4 W/kg巡航盘旋状态巡航盘旋状态20.1 W/kg最大平飞速度状态最大平飞速度状态33.9W/kg由上得出最大功重比为：48.4 W/kg，巡航功重比为：11.19W/kg0501001502002500123456789101112131415Wt/SP/Wt12 34 5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.起飞重量确定起飞重量确定1234TWWWWW其中，是结构重量，是动力装置重量，是电池重量，是航1W2W3W4W空电子与任务设备其中，在重量设计中是不变的，是任务要求4W中给定的1）飞机结构重量）飞机结构重量11TWfW其中，为结构重量系数一般起飞重量在几公斤范围内的小型无1f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轻型0.30-0.32中型0.28-0.30亚音速干线客机重型0.25-0.272）动力装置重量）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：maxmax 2(/)T T djdjPP WWW其中，为电机的最大输出功率，为飞机最大功重比，maxPmax(/)TP W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dj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）电池重量电池重量=能量/能量密度3/WE e其中，为飞行中电池提供的能量， 为电池实际比能量（能量密度）Ee/4EPt其中，为飞行中电池提供的平均功率， 为飞行时间/4Pt由于飞机在爬升段需要较高功率，在飞行高度不高（相对地面最大平飞功率/最大效率如果多桨，则可以根据功率情况进行选择，以”可用功率>需用功率且两者接近”为准则，排除一部分）【分析：由前可知，最大需用功率为：43.4W，可在最大飞行速度下，螺旋桨功率满足大于且接近的要求最小功率需求是在12m/s 下为 13W，在 12m/s 下，螺桨最小转速功率为 29W，较为接近 】第五步：一旦选定螺旋桨，则根据巡航速度 V 下的效率最大化确定巡航最佳转速 （这就为电机选择提出了要求）a. 巡航状态昌敏做法：巡航速度：18m/s，推力：0.9605N0.20.30.40.50.60.70.80.910.50.550.60.650.70.750.8J功 功D=0.810/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD28/nDJ 0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.8268η0.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69n (V=18m/s )299.975 2250.021 7214.278 4187.516 3166.665 4149.987 6136.365 0124.9932115.3871107.139 2××100001.79991.50011.28571.12511.00000.89990.81820.75000.69230.6428T T23.209615.627211.41137.65945.64463.71642.48941.62171.04830.58730.60.811.21.41.61.8x 1040.40.450.50.550.60.650.70.750.8功 功功 功0.60.811.21.41.61.8x 1040510152025功 功T巡航转速约 6500 转，效率约 0.72从功率角度也可以，避免了以下的迭代从功率角度也可以，避免了以下的迭代再由再由算出功率，计算出扭矩。

242535; ; TQPTQPCCCn Dn Dn D为电机选择作输入，选取效率最高的电机电机最大工作电压 16.9V 下，计算不同速度下的可用推力或功率，进而确定最大最小飞行速度，即速度范围需要迭代计算，迭代出合适的转速效率就不考虑了巡航速度：18m/s❶满足效率最高，螺旋桨功率：17.1922.340.75prop ljPPW18161 /9620 / min0.55*0.254*0.8Vnr srJD功率校核：：（实际上不用校推力，只要功率即可）>22.34W35350.0623*1.225*161 *(0.254*0.8)110.3PPCn DW>0.995N24240.0791*1.225*161 *(0.254*0.8)4.28TTCn DN以 n=9600r/min 为巡航转速，效率最高，但螺旋桨功率过高，不匹配，不合适。