微小飞行器设计方案

1、微小飞行器设计方案动力系统测试要确保设计的飞机能飞起来首先要确定飞机具有足够强劲的动力系统， 因此需要 做飞机动力实验。“机”选用的动力系统配件有：1805无刷电机 /EP5030桨动力系统：直径 18mm长5mm的 1805无刷电机是近年来经常被广泛使用的一种小型无刷 电机，通常被用作超轻型室微小飞机的动力； 市面上和它匹配的减速组最常见的 为 9:48 ，螺旋桨为 EP5030，减速组重 3.66 克，减速组和螺旋桨之间通过一个铜 适配器和皮筋连接。这种动力组所使用的能源为 7.4V 的 450mah可充电锂电池。1. 测试目的掌握微小型飞行器动力系统拉力和转速等参数的测量方法， 掌握螺旋

2、桨拉力参数 随转速的变化关系，并为“飞猴”飞机测得详细动力参数2. 发动机静拉力（或静推力）确定方法经验公式法螺旋桨的静拉力 （或静推力） 可以通过近似计算式来估算。 这里我们首先介 绍的是著名的艾伯特公式：-15 3 2T6.8x10 -15 P D3 n2（1）式中， T 为静拉力（或推力），单位：克； P 为螺旋桨的螺距，单位：毫米； D 为螺旋桨的直径，单位：毫米； n 为螺旋桨转速的转数，单位：转分。上述艾伯特公式中，螺距 P、直径 D 数据螺旋桨上通常都是标注的。对于 有 KV 值的小无刷电机， 可根据接收机额定电压乘以 KV值，大致估算出螺旋桨转 数 n；对于 KV 值不详的小无

3、刷电机以及一些小的有刷电机（如空心杯电机）， 可以按照常规电动航模相同的连接方法， 将电机 / 接收机 / 电池连接起来 （对于无 刷电机，还需要连接相应的电调），然后通电，并用数字式激光转速仪测得满油 门下发动机的转速。 注意：艾伯特公式只是经验公式， 该公式推导过程大简化了 桨叶形状等因素，有时会与实测数据有很大出入， 尤其对于微型机的螺旋桨更甚。除了艾伯特公式外， 许多网友还将各种螺旋桨静拉力 （或推力） 的经验公式 开发成小软件， 譬如 的基于艾伯特公式的螺旋桨 静拉力计算器。 该静拉力计算器运行后的界面如图 2所示，用户只需要输入螺旋 桨的直径、螺距、转速等数据，点击“计算结果”，就

4、可以得到该螺旋桨的静拉 力，以及扭矩、输出功率等数据。图 2 某螺旋桨静拉力（或静推力）计算器界面实验测试法对于室飞机拉力的实验测试， 目前普遍采用杠杆原理。 图 3 显示的是同济大 学学生基于杠杆原理制作的一个简易的小飞机发动机拉力（或推力）测试装置。该装置的 AOB摇臂中， O点铰支在测试台底板上， A点固接电机 /减速组/螺旋桨 （电机直驱时无减速组）， B 点下方放置一数字式电子台秤；力臂 AO在长度上 约等于 OB；给 A 点的动力装置接上电池（这里，我们用稳压电源代替；对于无 刷电机，还需要接上相应的电调、接收机等）后，推满遥控油门，发动机就会产 生向右的水平拉力。 该拉力通过 A

5、OB摇臂，在 B 点处将压力传给电子秤， 电子秤 上可直接读出具体的发动机拉力大小数据。图 3 小飞机发动机拉力（或推力）测试装3. 实验容测试同一螺旋桨的拉力随转速与风速的变化趋势； 并测试电动机拉力大小随螺旋桨参数和转速的变化趋势。4. 实验仪器、设备微小型飞行器动力系统综合测试平台电子秤电子风速仪电风扇（风源）数字式激光转速仪该测试系统主要由台架主体、 油门伺服系统、 测试系统、 显示系统几部 分组成。台架主体用以安装待测动力系统， 采用摇床式结构。 油门伺服系统用以 精确控制发动机油门，由步进电机、控制器、驱动器组成。测试系统能自动采集 数据、自动处理数据、自动生成试验报告， 可以进行

6、转速、推力（拉力）、扭矩、 耗油率等参数的测量。 显示系统由各传感器对应的二次仪表及伺服系统控制器组 成，可以直观地读数，同时可以供计算机进行数据采集和处理。4. 实验操作步骤A. 先连接电机、接收器与螺旋桨，将飞行器遥控器的动力推杆退回至无推力的状态，将电风扇先关闭；B. 设置飞行器遥控器与接收器，将遥控器与接收器正确配对；C. 在没有载荷的情况下将电子秤的示数清零D将电风扇打开，调整风扇与测试平台的距离，E将遥控器操纵杆推至最上面的位置，使电机以最大功率带动螺旋桨，测 量螺旋桨处的风速，并记录下此时电子天平的读数；F. 取得读数后关闭电风扇和电机，并卸下电子秤上的载荷。重复上述 C-F 步

7、骤，测量风速不同位置的读数整理后得下表：实验序号123456风速 m/s01.31.92.53.54.0螺旋桨转 速 rpm995998309233884286658578拉力 g105.4102.790.683.179.878.25. 实验数据分析及总结将上表中的数据导入 OriginPro 软件中并加以整理后得如下图表：纵坐标 转速 单位 r/min 横坐标 风速 单位 m/s纵坐标 拉力 单位 g 横坐标 风速 单位 m/s 观察后得出如下结论：1）在 05m/s 速度的风的吹拂下，螺旋桨的转数在 8500rpm10000rpm围波动；2）在飞行过程中，螺旋桨的拉力会稍微下降；本次实验的

8、室小飞机动力装 置拉力为 105.4g ，但在 4m/s 的飞行速度下，拉力却下降为 78.2g 。3）尽管艾伯特公式主要适用于更大型的螺旋桨，此处仍然用该公式对拉力 T估算。4）数据采集时螺旋桨已达到最大转速。三、飞机外形的设计（含 CAD设计）1. 机翼图案的选择与设计 作为第二组，我们选择的自然是以为原型的卡通图案。 经过网上搜索与选取， 我们初步决定以以下这个图片中卡通图案作为设计的参考蓝本设计机翼图案。图为初版机翼图案设计的参考蓝本由于同志的卡通肖像较少， 我们按参考图案的特征， 自行设计了一卡通人物 图像。在决定好基本图案之后， 我们使用 AutoCAD软件进行了图案的重新绘制与优

9、 化，使用对称工具，得到了卡通图案的闭合外部轮廓图，如下图所示。图为初版图案绘制的外部轮廓图接下来在对图案的外边轮廓重新绘制之后， 得到了 AutoCAD机翼的雏形。 然而我们还有很多的优化问题需要解决。下图为初步绘制的矢量图。之后我们对这原来参考图案的不足进行了分析与改进：a) 展弦比太小由于是卡通人物肖像， 所以高和宽的比例接近人体的比例， 但是 这不利于飞机的飞行。 所以， 我们将人物变宽变胖， 尽可能的增大展 弦比，同时又不失去卡通形象的特征。b) 双手部分边界不平滑卡通人物的双手抱着两个娃娃， 使边缘凹凸不平。 这样的形状不 利于飞机的飞行。 我们决定去掉娃娃， 重新修改手部的边缘外

10、形， 并 加宽加大，使其类似于飞机机翼的外形。c) 脚部升降舵的重新设定升降舵很大程度影响了飞机的可操控性。 为了使飞机易于控制， 我们将脚部放大，设计了比较大的升降舵。最终，在解决了上述问题之后，我们得到了最终的翼面设计2. CAD 设计与绘制在完成了设计之后， 对图像进行了上色处理， 以便于打印之后作为上色依据 和板材裁剪的标尺。最终效果图3. 方向舵的设计与制作为了与的领导人形象相配合， 老师建议我们选择了用五星红旗的爱心形状作 方向舵。在用 AutoCAD对香蕉进行设计之后， 机身上的图案也按照这个图案进行缩放 和旋转。最后通过排列来构成机身的整个图案之后，对图片进行了上色处理设计方向

11、舵的时候， 要注意安装位置。 不能让方向舵和升降舵相互阻碍， 所 以方向舵位置稍微向前。设计完成后，我们将图案用 A2 的纸打印出来，平铺在纸板上，在用水性笔 描线上色。最后经过不懈地努力和尝试， 我组完成了卡通飞机的设计和安装。 最终效果 图如下四、气动性能分析“”飞机的整个机身大致可以认为与机翼融为一体， 且近似于一块长方形的 整体机翼。实际操作中采用软件模拟分析的方法大致确定飞机在实际飞行中的气 动性能。1. 飞机升阻特性的几个基本概念在飞机设计过程中，描述：飞机或机翼的升力 L 和阻力 D通常分别用以下表达式被L=1/2 CLSv2（1）D=1/2 CDSv2（2）其中， 为空气密度，

12、取 1.205kg/m 3，v 为飞机的飞行速度， L 为特征尺寸，如 机翼弦长等； CL，CD 分别为升力系数和阻力系数，与飞机的翼型、迎角等因素有关。在对飞机的升阻特性进行风洞试验测试时， 飞机的模型必须要和实际的飞机 满足三个方面的相似性，即几何相似，运动相似和动力相似。所谓几何相似，就 是实验飞机模型各部件外形尺寸要是实际飞机的等比例缩放； 运动相似， 就是风 洞中气流与模型之间的相对运动关系要和实际飞机速度与空气之间的相互运动 关系保持一致；动力相似，就是风洞实验模型的雷诺数 Re 要与实际飞机飞行的雷诺数相等或相近。这里雷诺数3）Re= vL/其中， 为空气的动力学粘性系数，室温下

13、取 1.5 10-5m2/s 。从物理意义上讲， 雷诺数是用来表明空气摩擦阻力在模型或真实飞行器的总阻力中所占比例大小 的一个系数。雷诺数越大，表明摩擦阻力所占比例越小；反之，则越大。总之，风洞模型只有和真实飞机之间满足上述三方面的相似性，风洞试验得 到的 CL- 曲线、CD- 曲线才能直接用于真实飞机升力与阻力的计算， 才能“通用”。最后，我们再介绍一下飞机或机翼升阻比的概念。升阻比又称“举阻比”、 “空气动力效率”，指的是飞机飞行过程中， 在同一迎角下的升力与阻力的比值， 即 L/D 或 CL/ CD。对于低速飞行的飞机来说， CL/ CD主要取决于飞机机翼的迎角。以下我们将通过 NASA

14、网页上的一个简易风洞软件 Tunnel 确定飞机在不同迎 角下的升阻比，以选定合理的机翼迎角。2. 美国 NASA的 Tunnel 简易气动软件Tunnel 简易气动软件简介Tunnel 是美国 NASA（国家航空航天局）官网上的一个简易的机翼气动性能 虚拟测试软件，它的全称叫“莱特 1901 年风洞模拟器”。该款软件的风洞环境与 110 年前莱特兄弟制造的风洞环境类似， 此外，莱特 兄弟风洞实验的风速大约在 3m/S6m/s围，也与普通室慢飞小飞机的速度围较为 吻合。因此，可以认为，莱特兄弟风洞实验的机翼在动力相似方面和当前的室小 飞机较为一致，其实验数据适合当下室小飞机的设计。值得一提的是

15、，莱特兄弟关于这些机翼的风洞试验数据现在已经被做成数据 库，集成在 Tunnel 软件中，软件使用者模拟自己的飞机机翼升力、阻力时可以 通过该软件的用户图形界面直接调用。Tunnel 气动软件的实验步骤先选择合适的翼型。 软件附带的翼型库如上图所示， 选取与我们制作的卡通 飞机翼型最相近的 17 号翼型，以下是软件模拟的具体步骤。步骤 1：Tunnel 软件界面中点击“ Select model ”，选择模型。界面右方会 显示出各种翼型，见图 5；用鼠标直接点击选择需要的机翼模型 , 界面左上方便 会显示出升力天平、机翼和“手”的图样，见下图；步骤 2：点击“ Set Angle of Att

16、ack ”，设置机翼迎角。鼠标点击该“手” 并移动，可调整机翼的迎角 。步骤 3：点击图中的 “start tunel ”按键，开始“吹风实验” 。步骤 4：点击图中的“ Adjust for drag ”按键。注：该步骤可直接跳过。 软件该处疑似存在 bug。步骤 5：点击“ Record data ”按键，在见上图界面右上方的”升力系数 - 迎 角坐标系”（即 Lift Coef Vs Angle of Attack坐标或 CL- 坐标）中会记录下当前迎角 下机翼的升力系数 CL 数据。重复步骤 2步骤 5，便可在图 6 界面的”升力系数 -迎角坐标系”中得到机 翼的整条 CL- 曲线。T

17、unnel 气动软件是不能直接计算机翼阻力的， 但鼠标点击 Tunnel 软件界面 上的“ Drag Balance ”；然后按照升力计算同样的步骤，却可得到机翼的 CD/ CL- （阻升比 Vs 迎角）曲线。有了机翼（或平尾）的 CL- 曲线和 CD/ CL- 曲线，根据升阻比 CD/ CL的定义， 我们就可以得到机翼（或平尾）的 CD- 曲线。注意，当你利用 Tunnel 气动软件计算机翼的升力、阻力时，界面的右下方 会随时出现一些英文提示，提示你下一步该怎么做。3. 升力系数、阻力系数和升阻比的确定按照上述步骤测得数据， 并将数据导入 OriginPro 软件，分别画出升力系数、阻力系数

18、的曲线，如下所示：B升力系数B0.090.080.070.060.05dC0.040.030.020.010.00-10 -8 -6 -4 -2 0 2 4 6 8 10 阻力系数实际上，飞机的阻力除了主机翼外，还包括螺旋桨、发动机减速组、飞机机 身、起落架、电池、接收机、垂尾等部件的阻力。这里，我们用下列的表达式来 近似估算飞机整机的阻力系数 CD整机公式：CD整机=（ CD翼+CLD S平/S 翼）（1+x）3）式中， x 是一个考虑螺旋桨、发动机减速组、飞机机身、起落架、电池、接 收机、垂尾等部件阻力的修正系数。 对于碳杆薄膜类室飞机来说， 根据我们的经 验，建议 x取2。由图 9（b）

19、和图10（b）的飞机主机翼及平尾的阻力系数数据， 以及公式（ 3），可以计算出飞机整机的 CD整机- 翼曲线，数据如下所示：升阻比至此，我们已经可以获取任意飞行速度 v 及飞行姿态 （主机翼迎角 翼）下 飞机的升力和飞行阻力大小。又从图上得，迎角应取大约 6度可获得最大的升阻比。 故取迎角为 6 度，也 即整个机身后部的安装角为 6 度。可惜的是， 受制作材料和设计外观的限制， 迎角很难被加工制作出来， 我们 最终只是在理论上分析了情况。 为了确保飞机的稳定和安全， 迎角的设计只好保 存在我们的想象之中了。五、控制系统与性能分析1. 成品概述飞机成品图上图是我们最终完成的作品，在试飞前我们将会

20、先对其飞行性能进行评估表是飞机主要部件质量部件测量项测量项质量（ g）电机14.5舵机5.0电线5.8电池15.5接收机6.1总重112.72. 飞机设计参数在设计和制作之后， 我们对飞机的各项参数进行了测量与计算， 得出了以下 的一些数据部件测量项长度（ mm）a70b45d227L570m300M344h112H120n100之后经过 CAD软件的建模与大致估算， 得到飞机的机翼面积约为 S=139526m2m，即 1395.26cm2 或 0.1395m2另外，升降舵总面积 S1=19740mm2=197.4cm2，方向舵面积 S2=4624.4mm2=46cm23. 飞行性能估测飞升性

21、能“卡通飞机”属于低速飞机， 因此在设计中应当采用大展弦比的机翼， 然而 由于卡通造型的限制， 翼展难以增大，而另一方面，动力系统也没有更好的选择， 因此预计可能出现升力不足的情况。尽管做出了修正和补偿， 但预计还是可能出现升力不足的情况， 因此在试飞 过程中，将尽可能让飞机从较低处释放以利用地效这样做的另一个考虑在于避免飞机摔坏， 因为飞机本身较重， 而材料有比较脆，如果机翼断裂可能要被迫重新制作飞机了，因此试飞中要非常小心。飞行姿态飞机的造型是左右对称的， 因此在加工工艺可靠的情况下， 应该可以做到飞 行姿态稳定。 为了保证加工工艺， 我们在飞机整体安装完成之后， 又重新用尺和 量角器测量

22、了数据并进行调整。另一方面，飞行时的转向性能也是重要的一环， “小平号”采用了全动的尾 翼，因此预计在转向中是足够灵敏的，同时，为了保证飞机不会水平螺旋，我们 将电池安装机身最前端使得飞机重心稳定。“小平”号飞机的重心经过合理的安排后， 大约处于距离机身前端 1/4 机身 长度处，在竖直方向上在机翼下方，因此预计能保证飞行时的良好姿态。4. 实地飞行测试评估实际飞行中， 飞机的动力十分的充足， 飞机可以较为平稳的在空中盘旋一段 时间由于我们在一开始就考虑到了操纵性能的问题， 所以飞机的升降舵和方向舵 都设计得很大，使得飞机的灵敏度非常的高。在飞手的操控下，我们的飞机跨越了整个足球场，又迅速地掉头飞了回来。 只可惜在最后的着陆过程中撞上了场地边缘的护栏，挂彩而归。总体而言，在我们之前设计时，就注重了细节优化，不断调整翼型和舵面， 所以试飞时表现得较为出色。放飞“小平号”小平号”飞向六、“小平号”设计总结在一周的实习与学习期间，虽然正值酷暑当头的八月，但我们的心都如同 飞翔的“小平号”一样，快乐并且充实。