无人飞机总体设计---设计过程及算例

1、.无人机总体设计算例任务要求：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：1.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，

2、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

3、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

4、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：（1） 零升阻力系数 ，一般可取为2.X（一

5、张纸打比方）【参考面积统一为机翼面积】对于机身：对于机翼、尾翼，一般以翼型最大相对厚度为基础计算。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; 机身：取，则; 垂尾：，则;（2）升致阻力因子 对于后掠翼飞机： 至此，可以估算得到飞机的极曲线（3）飞机极曲线升阻比最大时，最大升阻比：3.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

6、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：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/m

7、2代入上式，可得到巡航状态：V=18m/s：功重比为：11.19W/kg爬升状态：手抛速度V=10m/s：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：V=18m/s，n=1.73; 功重比为：20.1 W/kg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11.19W/kg爬升状态48.4 W/kg巡航盘旋状态20.1 W/kg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/kg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

8、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.起飞重量确定其中，是结构重量，是动力装置重量，是电池重量，是航空电子与任务设备。其中，在重量设计中是不变的，是任务要求中给定的。（1）飞机结构重量其中，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亚音速干线客机轻型0.30-0.32中型0.28-0.30重型0.25-0.27。（2）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。推导过程：其中，为电机的最大输出功率，为飞机最大功重

9、比，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（3）电池重量电池重量=能量/能量密度其中，为飞行中电池提供的能量，为电池实际比能量（能量密度）。其中，为飞行中电池提供的平均功率，为飞行时间。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<200米），爬升段时间短，可以忽略，飞行中巡航段时间最长，下滑段可以停车，飞行过程中重量不变，因

10、此，可表示为其中，分别为电机调速器效率、电机效率、减速器效率、螺旋桨效率。为飞机巡航段的需用功率。为巡航段飞机的升阻比。为巡航速度。为重力加速度。综上可得：电池重量表达式为一般地，螺旋桨效率：在未知转速的前提下，可以利用已有的小型螺旋桨效率-速度曲线，预选一个初值。在巡航速度下，效率;在起飞爬升段，效率。从而得到：巡航段动力系统效率：爬升段动力系统效率：另外，还需要知道电池特性：实际比能量与平均比功率上图可以利用电池的放电特性曲线：电压-放电时间曲线（不同电流下）。（怎么转换，上网查，斜率是放电时间）从上图中可以看出，MH-Ni比能量较低，但比能量随着比功率增大变化较小，适合大功率短时间情形，

11、即适合飞行时间短、速度大的飞行器。LiSO2比能量高，但比能量随着比功率增大迅速下降，适用于小功率长时间情形，即适合飞行时间长、速度小的飞行器。因此，本方案选取LiSO2电池，根据航时要求为1小时，斜线与曲线交点得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg。另外，也可以根据统计来取值电池的比能量比功率统计品牌容量(Ah)电压(V)重量(kg)放电倍率(C)比能量(70)比功率(1h)AKE2.211.10.16615102.3102.3dn power2.1511.10IMODEL414.80.4291596.296.2BLUEARROW2.211.10.1

12、5612109.3109.3tp6000-2s3pl611.10.38112121.6121.6综上可知：通常还要满足： ，这是电池放电倍率限制的。（4）飞机的起飞总重量其中，为已知条件，在任务书中获取。综合前面可得： 5.电推进系统设计主要是根据已经确定的无人机总体参数及性能参数，确定无人机的需用功率，根据需用功率选取合适的螺旋桨和电机。（1）需用功率/推力曲线无人机作定常平飞时，需要的功率取飞行速度：，间隔。由，求出，根据之前初步估计的升阻特性，求出，再利用求出，进而求得。进而画出图。 VCLCDL/DPD8.000010.000012.000014.000016.000018.00002

13、0.000022.000024.000026.000028.000030.00001.75010.23687.390916.2996 2.0491 1.4168 1.1170 0.9816 0.9406 0.9605 1.0235 1.1197 1.2431 1.3897 1.5573 1.74391.12010.104810.689414.08740.77780.057413.559013.32730.57150.037015.428413.66450.43750.027216.100714.96450.34570.021915.768017.19020.28000.018914.79702

14、0.35360.23140.017113.525824.49330.19450.016012.183729.66320.16570.015210.897835.92710.14290.01479.725443.35470.12450.01438.684452.0200海平面下平飞需用功率曲线海平面下的飞机需用推力（2）螺旋桨选取要求：昌敏：以推力作为指标，以巡航作为设计点a、螺旋桨必须在整个飞行速度范围内，提供足够的推力，以满足功率需求。最大飞行速度下，功率需求最大，螺旋桨的最大转速功率要大于最大平飞需用功率。b、电动无人机以巡航速度飞行时间最长，努力实现螺旋桨在巡航速度下效率最大化，且螺旋桨

15、可用功率大于且接近其需用功率。从平飞需用功率曲线可知：最大需用功率为：43.4W，相应推力为：1.55N。（可以自已设计桨，也可以选择现有的桨）根据经验选择若干桨。桨的螺距、直径已知。螺旋桨的拉力系数、扭矩系数、功率系数：（以上参数、只跟进前比有关）螺旋桨的效率：， 【注：转速用r/s】以上参数需要通过实验测量、PropCalc软件仿真来获得。第一步：通过实验获取前进比J=0（V=0）时的、一般情况下，通过六分量天平测试不同转速n下的螺旋桨的拉力T，通过电压电流测螺旋桨的功率P，从而可得到J=0时的、。所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）nPCp0TCT0600026.50.

16、06242.90.1389700042.10.06253.90.137210000122.90.06268.10.1396. 注：一般小型无人机，常用转速10000r/min，因而测试以此为中心向两侧展开。第二步：获取不同前进比J（V）下的、（注意：空速范围要覆盖所设计无人机的飞行速度范围，转速固定为10000r/min）【方法一】查文献，找桨的Cp-V（Cp-J），CT-V（Cp-J）曲线。利用文献桨与所选桨在V=0时的系数，对文献桨的Cp-V，CT-V曲线平移，得到所选桨的Cp-V，CT-V曲线（主要原因：目前没有折算公式）。【方法二】通过仿真软件PropCalc计算，并结合静态结果修正【

17、方法三】风洞测试所选桨的螺距6吋、直径8吋 （1英寸=0.0254米）JCpCT00.06240.1389.0.29530.07150.12350.35430.07190.11970.41340.07130.11900.47240.06940.10430.53150.06640.09730.59060.06230.07910.64960.05630.06410.70870.04890.04970.76770.04020.03770.82680.02940.0245注：Cp /CT在转速固定下改变空速，实际上是改变了前进比。第三步：计算不由J（改变V, n=10000r/min）对应下的各螺旋桨

18、效率，确定最大效率-前进比曲线。以“巡航速度效率最高，各速度效率普遍较高”为准则，确定所选螺旋桨。（或改进螺旋桨，再提高效率。）【注：转速不变，空速变化，相当于改变前进比，也可以用6000转，出来的曲线折算为前进比后，应该是一致的】螺旋桨的效率：，J10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/nD22/nD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.82680.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69【注：效率只跟前进比有关，因为也只与前进比有关，与

19、转速绝对值没关系】【分析：从上图中可以看出，螺旋桨最高效率为0.75，对应前进比约为0.5-0.8之间，效率都在0.7以上。这一效率最好在巡航速度下出现。同时可根据最高效率，可选择最佳的螺旋桨】第四步：利用Cp计算最大飞行速度下的最大转速功率P，并进功率校核。（多个桨则可以的选择：大于且接近需用功率）。（V, n）对应下功率P 数据nV101214161820100112.5125137.5150162.5175187.520029.242.959.126.421.217.1-nV242628100112.5125137.5150162.5175187.5200-28.652.886.4124

20、.5169.8校验功率能否满足：最大转速功率>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：0.9605ND=0.8J10/nD12/nD14/nD16/nD18/nD20/

21、nD22/nD24/nD26/nD28/nD0.29530.35430.41340.47240.53150.59060.64960.70870.76770.82680.510.590.690.710.750.750.740.720.720.69n(V=18m/s)299.9752250.0217214.2784187.5163166.6654149.9876136.3650124.9932115.3871107.1392×100001.79991.50011.28571.12511.00000.89990.81820.75000.69230.6428T23.209615.627211

22、.41137.65945.64463.71642.48941.62171.04830.5873 巡航转速约6500转，效率约0.72从功率角度也可以，避免了以下的迭代再由算出功率，计算出扭矩。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/s满足效率最高，螺旋桨功率： 功率校核：（实际上不用校推力，只要功率即可） >22.34W >0.995N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。【降

23、低转速，损失一点效率，换取功率】取n=7500r/min，J=0.7087，效率为=0.72，螺旋桨功率： 功率校核： >23.88W 取n=6000r/min，J=0.8858，效率为=0.66螺旋桨功率：功率校核： <26.05W 螺旋桨功率不足，舍去。【分析：如果想定在此效率、转速，则需优化气动特性，改进升阻比，降低需用功率。】取n=7000r/min，J=0.7593，效率为=0.72螺旋桨功率： 功率校核： >23.88W 反复迭代，约6900转为最佳转速，可以满足效率与功率兼得。巡航最佳转速:n=6800r/min，J=0.7816，=0.70螺旋桨功率：功率校核

24、：巡航扭矩：【分析：如果想进一步提高效率，则需换桨，因此要准备尽可能多的螺桨作为备选桨。如果选择了效率最高的桨，仍想再提高效率，则需要改进飞机升阻特性。也就是说，一方面改桨，一方面改飞机升升阻特性】【总结：为什么不能用需用功率、推力反推转速，因为这是一个隐式关系，无法事前确定Ct,Cp】b.最大飞行速度状态 飞机需用功率：43.4W，飞行速度：28m/s由前面的功率-转速-速度表可得出，取转速n=162.5r/s，(9750r/min)，前进比为J=0.8480，效率=0.65，螺旋桨功率：功率校核：<66.8W功率不足。 取n=175r/s（10500 r/min），前进比为J=0.7

25、874，效率=0.71螺旋桨功率：功率校核：>61.1W取n=167r/s（10000 r/min），前进比为J=0.8274，效率=0.68螺旋桨功率：功率校核：<63.8W反复迭代取n=170r/s（10200 r/min），前进比为J=0.8106，效率=0.70螺旋桨功率：功率校核：62.0W最大飞行速度转速为：10200 r/min最大飞行速度扭矩为：c.爬升状态任务书中：爬升率为4m/s，爬升平均速度为：12m/s飞机需用功率： 取转速n=200r/s（12000 r/min），J=0.3113，=0.51螺旋桨功率：功率校核：>144.3W功率不接近。取转速n=

26、187.5r/s（11250 r/min），J=0.3307，=0.54螺旋桨功率：功率校核：>144.3W取转速n=175r/s（10500 r/min），J=0.3543，=0.59螺旋桨功率：功率校核：>124.7W取转速n=162.5r/s（9750 r/min），J=0.3816，=0.64螺旋桨功率：功率校核：>115.0W取转速n=150r/s（9000 r/min），J=0.4134，=0.69螺旋桨功率：功率校核：<106.7W反复迭代，爬升最佳转速约为：9000r/min爬升扭矩为：状态螺桨效率螺桨功率最佳转速扭矩爬升0.69106.790000.1

27、132巡航0.7024.668000.0340最大速0.7062.0102000.0585（3）电机的选择电机的主要性能参数有：，内阻，空载电流电机的效率：选择电机的要求：巡航效率高，电机的输出扭矩：电动机的电压：电机扭矩常数与KV值的关系：根据上面公式：àà备选电动机的性能参数型号Kv空载电流I0（A）内阻Rm(）重量（g）Hacker A20 34S15000.90.14742.5Hacker A20 22L9240.80.10956.7HiMax HC2812-06506500.360.28560.2HP-Z3007-2612401.80.0676.5转速单位：r/m

28、in飞机巡航状态下电机的电流、电压、功率、效率型号电流电压功率效率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飞机爬升状态下电机的电流、电压、功率、效率型号电流电压功率效率Hacker A20 34S18.77378.7597164.45200.6488Hacker A20 22L11.810211.0276130.23820.

29、8193HiMax HC2812-06508.105316.1562130.95080.8148HP-Z3007-2616.57568.2526136.79180.7800飞机最大飞行速度状态下电机的电流、电压、功率、效率型号电流电压功率效率Hacker A20 34S10.13688.290184.03510.7378Hacker A20 22L6.489911.746476.23300.8133HiMax HC2812-06504.362616.935673.88320.8392HP-Z3007-269.43588.792082.95960.7474【分析：由上面可以看出，电机效率最高为H

30、iMax HC2812-0650，其工作电压最大，工作电流最小。】综上所述，本方案螺旋桨采用Taipan8-6，电机采用HiMax HC2812-0650，巡航状态：桨的效率0.70，电机效率0.8157，巡航状态电机电压11.3V，电机最大工作电压16.9V，采用5节聚合物锂电池串联，电压为3.7*5=18.5，电池重量：0.31kg。近似等于与之前估计值。【注：如果严重大于前面估计值，还得重新走一遍前面的设计工作。】6.飞机布局几何参数确定（1）机翼几何参数根据翼载可得：机翼面积：翼展：几何平均弦长：平均气动弦长：根弦长：尖弦长：0.133机翼视图（2）翼型的选择本方案设计的无尾布局电动无

31、人机尺寸小，飞行速度低，雷诺数很小。翼型厚度相对较小【不能太小，重量过大】。起飞和着陆段可能需要人工遥控飞行，飞机必须具有很好的自然飞行稳定性，由于飞翼布局无平尾，这要求机翼具有正的零升俯仰力矩。总体对翼型的要求：S型翼型，较高的升阻比，低雷诺数下的翼型效率较高，在整个飞行速度范围内力矩线性变化。现有的小型无尾式无人机和飞翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510。备选翼型翼型相对厚度最大厚度位置相对弯度最大弯度位置EMX-079.9%29.7%2.53%20.6%MH629.29%26.9%1.59%36.6%E18610.23%29%1.30%29%S5010

32、9.82%27%2.19%27%HS5108.79%27%2.19%27%a.设计点设计升力系数：【设计升力系数是指飞机常用的升力系数，通常指巡航飞行时的升力系数。】设计雷诺数：【采用几何平均气动弦长：S/B】b.翼型气动性能分析从Cm-alpha曲线上可以看出：只有EMX07、E186零升俯仰力矩系数为正，其它的均为负，纵向配平较难。E186零升俯仰力矩系数大，但从升阻比曲线上可以看出，EMX07最大升阻比大，从CL-alpha曲线上看出，EMX07失速迎角大。从CL-Cd曲线上可以看出，在设计升力0.3457附近，阻力基本不变。而且在不同雷诺数下，EMX07的零升俯仰力矩系数变化不大。综上

33、分析，本方案选用翼型为：EMX-07最大厚度零升迎角零升力矩系数最大升力系数最大升阻比失速迎角9.9%-0.80.0151.217511翼型升力线斜率线性迎角范围6.959（3）垂尾设计尾翼详细参数计算采用典型飞机的尾翼容量系数法，本方案尾容系数初步为。【尾容系数*尾翼升力系数=尾翼产生的力矩系数】从机翼俯视图上看，可得：由可得：垂尾面积：展弦比：2.0；垂尾后掠角：45翼展：垂尾平均气动弦长：根梢比：0.5；根弦长：0.05，梢弦长：0.025重尾视图（4）舵面设计小型无尾布局电动无人机大多采用升降副翼混合控制实现俯仰和偏航控制，一般在机翼后缘布置舵面，利用控制系统实现副翼和升降舵的功能。舵

34、面设计在前期阶段不重要，要根据后期操纵性能来进一步修改。对速度不高的飞机，舵面相对面积约取为0.30.4。副翼面积相对机翼面积一般5%7%；副翼相对弦长约为20%25%；一般副翼偏角，不超过25º。本方案无人机的升降副翼布置在翼尖。弦长取机翼平均弦长的12，为0.025m升降副翼面积为：0.22*5%=0.011m2展长：0.44m后缘上下偏角±25°7.重心位置确定由于本方案飞机起飞着陆时需人工操纵，所以需要有较好的静定性。初步确定纵向静稳定裕度为。即其中，为全机重心位置与全机焦点位置间的距离与平均气动弦长之比。重心位置由内部装载布置确定，焦点则由气动布局确定。

35、利用AAA飞机设计软件计算无人机的焦点位于机翼根弦前缘点后距离。（使用软件来确定飞焦点）对于本方案的飞翼布局，机翼焦点可近似为全机的焦点，具体确定后掠翼焦点的方法如下：从而可以求得：即重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m，重心位置确定。对于小型电动无人机，其重心位置可以根据操稳特性计算后，通过移动电池位置来调整。8.三维模型建立及内部装载布置（1）三维模型本方案三维数学模型的建立使用CATIA完成。三面图前视图俯视图侧视图效果图（2）内部装载布置 电动无人机机身内部装载有电池、自动驾驶仪、数据传输设备、图象传输设备、侦察设备。在机翼中段的分置见图所示。内部装载布置9.无人机气动特性分析 可以

36、工程解析法计算，也可以涡格法ALV软件计算。估计AAA也能计算。 气动特性包括飞机的升力特性、阻力特性和力矩特性。工程估算分析结果将作为性能计算的输入，用于飞行性能的分析。（1）全机升力特性分析a.全机升力线斜率对于低速常规的直线边梯形机翼，机翼升力线斜率可用下式估算：其中，为翼型升力线斜率，为展弦比。 由于全机没有平尾，因此，机翼的升力线斜率就是全机的升力线斜率。b.全机零升力系数亚音速时，对于具有等翼型、线性扭转角分布的机翼，其零升迎角可用下式估计：其中，翼型零升迎角；每度扭转角引起的零升迎角增量；压缩性修正因子。【注：速度低空气压缩性不考虑，由于飞翼布局忽略机翼扭转】【注：机翼的零升迎角

37、不是全机的零升迎角，因为存在安装角。】零升力系数【零升力系数=零升迎角*升力线斜率】通常机翼的零升力系数为机翼零升力系数与平尾升力系数之和。本方案无平尾。则其中，为机翼安装角。c.全机零升迎角有了全机的零升力系数以及升力线斜率，可以求得零升迎角：实际上，有了机翼的零升迎角，由于无尾翼，但机翼存在安装角，可知，全机的零升迎角为-2.8度。d.升力系数线性的迎角范围初步估计可采用下式e.最大升力系数及失速迎角 在雷诺数差不多的情况下，干净机翼的最大升力系数通常取由二维翼型数据确定的翼型最大升力系数的90左右。机翼后掠使最大升力系数减小，由无后掠机翼的最大升力值乘以1/4弦长处的后掠角的余弦得到下式

38、：对于本方案巡航状态全机的雷诺数为300000，翼型在此雷诺数下的最大升力系数由翼型选择可知。机翼最大升力对应的迎角：其中，分离引起的迎角增量为【通过查表，查什么表？】全机的最大升力系数：全机的最大升力系数对应的失速迎角：f.全机升力曲线（有点问题，没考虑安装角）（2）全机阻力特性分析阻力分为零升阻力和升致阻力，对于低速电动机，零升阻力主要为压差阻力和摩擦阻力。a. 全机零升阻力系数部件构成法是用平板摩擦阻力系数以及形状因子FF来估算飞机每一部件的亚音速零升阻力。然后用因子Q来考虑部件阻力的相互干扰，总的部件阻力等于浸湿面积、FF和Q的乘积。【可以用于计算机翼、平尾垂尾等的零升阻力系数】采用部

39、件构成法，亚音速飞机零升阻力估算公式为：其中，部件表面摩擦系数； 部件形状因子；Q为干扰因子； 部件的浸湿面积； 参考面积对于大部分飞机，流过部件的气流可认为是紊流，但对于低雷诺数飞行器，气流大部分可能是层流。一般地，当雷诺数在50万时，气流流过平板会从层流变为紊流，转捩点位置为:机翼机翼雷诺数为：机翼处于层流层和紊流层的摩擦阻力系数为：层流：紊流：从而，机翼的平板摩擦阻力系数为：机翼的形状因子：【注：这里近似将】机翼浸湿面积与参考面积比：【从CATIA三维设计图中测量，S为三视图外露平面面积】干扰因子：【由于干扰较小】机翼零升阻力系数： 垂尾 【注意：参考面积需统一】干扰因子：【由于干扰较小

40、】垂尾零升阻力系数： 总的废阻力还包括飞机特殊部件的杂项阻力，如襟翼、固定式起落架、上翘的后机身及底部面积，并且把估计的漏泄及鼓包阻力一起加到总阻力中。杂项阻力可以使用大量的经验图表及公式分别确定，然后把结果加到上面已确定的零升阻力中去。本机的杂项阻力取为总废阻力的4%。【飞翼布局全机零升阻力系数可用机翼零升阻力系数近似，这里不计两个垂尾的零升阻力系数】全机零升阻力系数：b. 全机升致阻力系数可以采用涡格法求诱导阻力因子。也可以用解析法 对于后掠翼飞机： c. 全机极曲线升阻比最大时，最大升阻比：（3）全机俯仰力矩特性分析全机俯仰力矩由机翼和尾翼俯仰力矩组成，但飞翼布局没有平尾，则机翼俯仰力矩

41、则为全机俯仰力矩。可以用涡格法计算。a.全机零升俯仰力矩系数机翼计算机翼俯仰力矩系数的参考面积为机翼面积，参考长度取为平均气动弦长。力矩参考点取为设计重心处。机翼的零升俯仰力矩系数一部分来源于翼型，另一部分来源于机翼的扭转和平面形状。当整个机翼处于零升力迎角时，局部剖面的升力并不都为零，会引起附加的零升力矩。当展弦比大于2.5，后掠角小于线性扭转时，可用下式估算机翼低速时的b.机翼俯仰力矩系数对升力导数机翼的俯仰力矩系数为：因此，机翼俯仰力矩系数对升力导数为：【如何查表获得】垂尾没有垂尾全机零升俯仰力矩系数为：10.无人机操纵性与稳定性分析飞机稳定性是飞机设计的一项重要指标。在评价飞机稳定性过

42、程中主要是通过飞机的气动导数来判断。【要求：理解各导数物理意义，掌握一种计算方法】（1）横航向静导数计算横航向静导数是指飞机因侧滑而引起的横向力、滚转力矩和偏航力矩等系数对侧滑角的导数。a. 横向力对侧滑角的导数翼身组合体主要包括：机翼、机身、翼身干扰、机翼上反角等。小迎角时，机翼贡献是小量，机身贡献包括干扰，则对于亚音速飞机，其中， 为翼身干扰因子、为机身位于横向力作用点的横截面积。S为机翼面积【如何得来？】垂尾本机机翼两端设置垂尾，此处按照双垂尾计算：式中：机翼机身平尾对双垂尾侧滑导数的干扰因子， 双垂尾横向力系数导数的有效值， 单垂尾面积，S为机翼面积；从而，全机的横向力对侧滑角的导数为

43、b. 滚转力矩对侧滑角的导数滚转力矩主要来源为翼身组合体和垂尾，其中，机翼占主体。翼身组合体亚音速小迎角范围，翼身组合体的滚转力矩导数由下式给出 【不知如何计算得来？】垂尾重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m。【没明白是迎角？可能因为机体坐标系与气流坐标系不一致的原因。】全机滚转力矩对侧滑角的导数c. 偏航力矩系数对侧滑角的导数偏航力矩系数对侧滑角导数主要由机翼、机身、垂尾等部件产生。翼身组合体小迎角下，可以忽略机翼产生的偏航力矩。其中，为机身侧面积、为机身长度。垂尾全机偏航力矩对侧滑角的导数（1/rad）（2）纵向动导数计算包括俯仰角速度引起的升力系数动导数和迎角角度率引起的升力系数动导数

44、。a.俯仰角速度引起的升力系数动导数【俯仰阻尼导数】一般飞机包括平尾和机翼两部分。飞翼布局只有机翼，机身可忽略。机翼对的贡献，考虑机身存在时可按下式估算焦点到翼根前缘距离：机翼平均气动弦长前缘到翼根前缘距离：0.14m机翼平均气动弦长前缘到焦点距离：=0.2161-0.14=0.0761m重心位于机翼根弦前缘点后0.1982m机翼平均气动弦长前缘到重心距离：=0.1982-0.14=0.0582m全机俯仰角速度引起的升力系数动导数为：b.俯仰角速度引起的引起俯仰力矩系数动导数一般飞机包括平尾和机翼两部分，而且平尾是主要的，机翼贡献为平尾的10%，对于飞翼布局，无平尾，忽略不计。c.迎角变化率引

45、起的引起升力系数动导数机翼对的贡献，考虑机身存在时可按下式估算【不知道符号是什么意义，怎么算？】d.迎角变化率引起的引起俯仰力矩系数动导数又称为时差导数，主要来自于平尾，因此（3）横向动导数计算横向动导数计算包括：滚转角速度引起的横向力系数动导数、滚转角速度引起的滚转力矩系数动导数、滚转角速度引起的偏航力矩系数动导数。a.横向力系数动导数此动导数在动态分析中不重要，忽略。b.滚转角速度引起的滚转力矩系数动导数【滚转阻尼导数】对于一般飞机，主要由机翼、平尾、垂尾产生。机翼 【不知道怎么算？，参数哪里来？】垂尾垂尾贡献也是一个小量。估算表达式为：平尾无平尾。全机滚转角速度引起的滚转力矩系数动导数：

46、c.滚转角速度引起的偏航力矩系数动导数【交叉导数】主要垂尾和机翼。机翼机翼的贡献主要是左右翼之间有效迎角引起的阻力差而引起的。公式太复杂了，不适合用解析法。垂尾全机：d.偏航角速度引起的横向力系数动导数不太重要，忽略。e.偏航角速度引起的滚转力矩系数导数【交叉导数】（4）航向动导数计算航向动导数计算包括：偏航角速度引起的横向力系数动导数、偏航角速度引起的滚转力矩系数动导数、偏航角速度引起的偏航力矩系数动导数。建议采用软件设计。（5）操纵导数计算a.副翼操纵导数副翼偏转引起的横向力系数导数【忽略】副翼偏转引起的滚转力矩系数导数副翼偏转引起的偏航力矩系数导数b.升降舵操纵导数升降舵偏转引起的升力系

47、数导数升降舵偏转引起的俯仰力矩系数导数c.方向舵操纵导数方向舵偏转引起的横向力系数导数方向舵偏转引起的滚转力矩系数导数方向舵偏转引起的偏航力矩系数导数（6）全机稳定性分析全机稳定性导数纵向迎角迎角角速率俯仰角速率横航向侧滑角滚转角速率偏航角速率a.纵向静稳定性与动稳定性静稳定性要求：对于小型电动无人机，静裕度取值一般在10%-15%。动稳定性要求：按飞行品质规范GJB185-86对长短周期评价。这里 采用CATIA结构装载建模，定义材料属性和设备重量属性，由CATIA测量41得到飞机的质量惯性矩。飞机六个转动惯量飞机纵向动稳定性由扰动运动的典型模态表示，通常，它由两个快慢相差较大的振荡运动组成

48、，按振荡周期短、长分别命名为短周期模态和长周期模态。在扰动运动的最初阶段，主要特征是以迎角和角速度变化为代表的短周期运动，飞机速度基本保持不变；而在扰动运动的后一阶段，主要特征是以速度和俯仰角变化为代表的长周期运动，飞机迎角基本保持不变。利用飞机纵向小扰动运动方程得到的特征方程有两对共轭复根，一对大的和一对小的共轭复根（或两个小实根）。大根描述快速运动，对应于飞机短周期运动，小根对应于长周期运动（沉浮运动）。飞机纵向小扰动运动方程:短周期模态对应短周期模态的特征方程:特征方程的一对大的共轭复根为:无阻尼振荡频率： 式中：自由流动压； 。 阻尼比： 振荡周期： (倍增时)半衰期： 短周期模态对应

49、长周期模态的特征方程:特征方程的一对小的共轭复根为： 无阻尼振荡频率： 阻尼比： 振荡周期： 半衰期： b.横航向静稳定性与动稳定性静稳定性要求：具有航向静稳定性的飞机其，具有横向静稳定的飞机；动稳定性要求：按飞行品质规范GJB185-86进行评价。飞机的横航向动态特性用三个典型扰动运动模态来表征，一般以大的实根（一般为负）表示快速滚转运动模态；以小实根（可正可负）表示缓慢螺旋运动模态；以一对共轭复根表示荷兰滚运动模态。其中滚转模态和螺旋模态为两个非周期模态，另一个是振荡模态即荷兰滚模态。利用飞机横航向小扰动运动方程组，可得到特征方程滚转模态滚转模态特性参数通常用滚转模态时间常数来表示，与特征方程中滚转模态大的负实根成反比。当横向和航向耦合不显著时，【如果不是大实根，则不行】螺旋模态当0时，螺旋模态稳定。式中：； ； 。荷兰滚模态荷兰滚模态是一种具有偏航、滚转和侧滑3个运动同时存在的短周期振荡的二阶模态。对应荷兰滚模态的特征方程为：特征方程的根 式中：荷兰滚模态无阻尼振荡频率，； 荷兰滚模态阻尼比，；荷兰滚模态总阻尼，；。【分析：根的性质不能变】（7）全机操纵性分析全机操纵导数纵向升降舵横航向方向舵副翼【操纵性如何评价？找相关文献。】：说明升降舵有足够的操纵能力：说