小型涵道無人飛機(jī)設(shè)計報告

1、小型涵道無人飛機(jī)設(shè)計報告 學(xué)生名稱：何偉明指導(dǎo)老師：蔣陽 （一） 內(nèi)容及要求，1，了解無人機(jī)發(fā)展?fàn)顩r用途及性能要求2，基本掌握輕型飛機(jī)的總體布局方法3，掌握飛行器總體飛機(jī)的性能分析和計算方法（二） 主要技術(shù)指標(biāo)1， 寫出總體方案報告2， 畫出三視圖3， 估算與分析整體飛機(jī)性能設(shè)計任務(wù)書（一）：涵道無人飛機(jī)的性能技術(shù)指標(biāo)及要求（二）：飛機(jī)重量估算（三）：飛機(jī)推重比及翼載荷的計算 1，起飛推重比 2，起飛翼載荷（四）：飛機(jī)布局形式的選擇 1，總體布局形式的選擇 2，部件布局形式的選擇（五）：飛機(jī)動力裝置的選擇 1，涵道的參數(shù) 2，進(jìn)氣口面積的計算與選擇（六）：飛機(jī)部件幾何參數(shù)的選擇與計算 1，機(jī)翼

2、幾何參數(shù)的選擇與計算 2，機(jī)身幾何參數(shù)的選擇與計算 3，尾翼幾何參數(shù)的選擇與計算（七）:機(jī)翼和尾翼翼型的選擇 1，機(jī)翼翼型的選擇 2，尾翼翼型的選擇（八）：飛機(jī)總體飛行性能參數(shù)計算與校驗 1，速度特性 2，起降特性（九） 飛機(jī)三視圖 (一) 涵道無人飛機(jī)的性能技術(shù)指標(biāo)及要求 1，失速速度：70km/h=63.79ft/s 2，最大速度：100km/h=91.13ft/s 3, 起飛距離55m=180.45ft 4, 續(xù)航時間：6min=360s 5， 動力裝置：90mm涵道 6， 動力來源：6s電池，兩塊6s的電池并聯(lián) （二） 飛機(jī)重量估算 起飛重量計算 起飛重量主要由飛機(jī)空重we，飛機(jī)的任務(wù)

3、油重wf（這次設(shè)計主要是電池，所以不涉及到油的重量），和任務(wù)載荷wp用公式表達(dá)為 wo=we+wp 用空重系數(shù)表達(dá)為 wo=wp/（1-we/wo） 本次設(shè)計把電動涵道，電池，電調(diào)，舵機(jī)重量，起落架作為任務(wù)載荷即 wp=w（涵道）+w(電池)+w(電調(diào))+w(舵機(jī))+w(起落架)飛機(jī)空重系數(shù)表達(dá)式：we/wo=0.99wo因本次飛機(jī)采用玻璃纖維-環(huán)氧樹脂結(jié)構(gòu)，而不是高級的復(fù)合材料，統(tǒng)計的估算表明，用玻璃纖維-環(huán)氧樹脂復(fù)合材料制成的自制飛機(jī)的空重系數(shù)大約是金屬自制飛機(jī)空重系數(shù)的0.85倍，所以飛機(jī)空中系數(shù)調(diào)整為 we/wo=0.8415wo任務(wù)載荷重量主要由電動涵道（400克）, 兩塊6s電池(

4、500)，5個舵機(jī)（55克/個）起落架加電調(diào)共475克即 wp=2150克=4.74ib即 wo=4.74/(1-we/wo)= 0.8415wo數(shù)據(jù)進(jìn)行迭代wo假定值 we/wo wo計算值 7kg 0.6928 3.99kg 6.5kg 0.6692 5.76kg 6.4kg 0.6641 6.27kg 6.3kg 0.6587 6.8kg 6.35kg 0.6614 6.5kg 6.37kg 0.6624 6.4kg通過計算迭代所得重量 取起飛重量：6.4kg 空機(jī)重量：4.24kg 任務(wù)載荷：2.15kg(三) 飛機(jī)起飛推重比和起飛翼載荷的計算 起飛推重比（t/w）的計算 因為預(yù)先得知

5、本次設(shè)計的飛機(jī)有足夠的推力，考慮到飛機(jī)翼尖失速問題，所以選經(jīng)典展弦比作為參考值7所以暫選展弦比為a=6.5 根據(jù)經(jīng)驗公式： k=0.88（a/c） a :展弦比 6.5c：這個是總廢阻力系數(shù)，是由飛機(jī)零升阻力系數(shù)和飛機(jī)巡航時的誘導(dǎo)阻力的總和，因為現(xiàn)在還沒有具體的氣動外形，這里就根據(jù)經(jīng)驗取飛機(jī)的零升阻力系數(shù)c為0.02，誘導(dǎo)阻力系數(shù)根據(jù)公式c=c/ae,這里的c是升力系數(shù)，暫取經(jīng)驗升力系數(shù)為1.2，根據(jù)公式估算到誘導(dǎo)阻力為0.08，所以總的廢阻力系數(shù)為0.09所以k=0.8（6.5/0.09）=7 計算值巡航 t/w=1/(l/d)=1/7=0.143hp/kg經(jīng)驗公式 hp/wo=av 其中

6、a=0.004 c=0.57 hp/wo=0.004 v取最大速度v=100km/h=91ft/s 代入公式的hp/wo=0.052hp/ib=0.1146hp/kg已知90mm涵道飛機(jī)的靜推力是3.3kg所以 t/w=3.3/6.8=0.48因本次設(shè)計不涉及油的重量，所以不涉及到起飛還是巡航，只涉及到電池的放電時間，綜上取最大推重比0.48 翼載荷的計算根據(jù)失速速度確定的翼載設(shè)計要求失速速度為v70km/h=63.79ft/s w=0.5 vsc海平面：=0.00238slug/ft 起飛升力系數(shù)c=0.8 c根據(jù)資料所得c=1.5 代入上式得c=1.2又v63.79ft/s將以上數(shù)據(jù)代入升

7、力公式 w/s0.5 vc=5.81ib/ft 根據(jù)最大航時確定的翼載本次設(shè)計最大航時為6min，為涵道式噴氣式飛機(jī)其計算公式為 w/s=0.5 vaec =0.00238slug/ftv=63.79ft/s a=6.5 c=0.09(上面已估算)w/s=5.86 ib/ft綜上取最小翼載為5.86 ib/ft，最大推重比為0.48 (四） 飛機(jī)布局形式的選擇常見的飛機(jī)總體氣動布局形式1， 常規(guī)布局，就有大量的設(shè)計經(jīng)驗可供參考2， 鴨式布局氣動效率高，當(dāng)我們的設(shè)備都放在比較靠后，將使飛機(jī)重心進(jìn)一步后移，會加大飛機(jī)的靜不穩(wěn)定性，所以不采用。3， 飛翼布局具有能達(dá)到很高的升阻比的效果，氣動效率高，

8、但是它會對操穩(wěn)帶來很多問題，因本次設(shè)計是比較簡單的電動涵道，所以不采用飛機(jī)的總體布局綜上決定采用常規(guī)布局形式飛機(jī)部件布局形式的選擇機(jī)翼采用小展弦比的后掠機(jī)翼，可便于制作，提高橫側(cè)安定性尾翼采用正v尾，跟其它尾翼比起來，v尾的浸濕面積小，有利于減小型阻動力裝置為90mm涵道，裝在機(jī)身中后段，本次設(shè)計采用機(jī)身后半段部分進(jìn)氣，這樣有利于飛機(jī)起飛時的防止地上碎石卷進(jìn)進(jìn)氣道內(nèi)。涵道的參數(shù)與選擇本次設(shè)計采用90mm涵道，用兩組6s電池，采用并聯(lián)，電池容量增加，相應(yīng)得電流也會增加，6s的電池的容量為2500mah，6s電池的數(shù)據(jù)兩塊即為5000mah ，電池的放電倍率是30c，電池的最大放電電流是150a（

9、530c），所以電流足夠來維持涵道達(dá)到指定值，涵道的最大工作電流為70a,但飛機(jī)飛得時候不能用70a來飛，這樣會損壞涵道，我這里取50a,根據(jù)涵道的50a的工作電流來算,即時間 5ah50a=0.1h=6min， 可以達(dá)到要求進(jìn)氣口面積的計算 本設(shè)計采用機(jī)身上面進(jìn)氣,因為機(jī)身上面進(jìn)氣口，其通道長度較短，有助于減輕重量，在機(jī)身上面進(jìn)氣有利于防止在飛機(jī)啟動時地面碎石進(jìn)入進(jìn)氣道，有助于氣流進(jìn)入進(jìn)氣口捕獲面積的計算進(jìn)氣口捕獲面積=ac(in) 發(fā)動機(jī)流量=m(ib/s)根據(jù)經(jīng)驗得知，發(fā)動機(jī)流量可用發(fā)動機(jī)前端面直徑平方的0.18倍，或發(fā)動機(jī)最大直徑平方的0.12倍來估算。這里取0.18倍。用90mm涵道

10、的風(fēng)扇，速度在100km/h=0.08ma90mm=3.5433in 即3.54330.18=2.2599（ib/s）根據(jù)飛機(jī)總體設(shè)計第154頁的圖10.13可知這里取3.7即ac(in)/ m(ib/s)=3.7帶入公式得ac(in)=8.3616(in)=0.0054m90mm涵道前端面的面積的計算3.140.045=0.0064 m一般的進(jìn)氣口面積即喉道面積為發(fā)動機(jī)的7080所以綜合以上數(shù)據(jù)取捕獲面積為0.005 m“擴(kuò)散段”的計算擴(kuò)散段是進(jìn)氣口的內(nèi)部的一部分，在擴(kuò)散段內(nèi)，亞音速氣流進(jìn)一步減速到發(fā)動機(jī)所需的速度，因此，擴(kuò)散段的捕獲面積應(yīng)從前到后增加。因為設(shè)計的飛機(jī)速度不高，所以，擴(kuò)散段的

11、長度這里暫取發(fā)動機(jī)前端面的直徑5倍，即450mm，即45cm出口面積的計算對于最初的設(shè)計布局，可以估算的捕獲面積為基礎(chǔ)，進(jìn)行合理的近似，對于一個處于關(guān)閉位置時的亞音速收斂-擴(kuò)散式噴口管所需的出口面積約為捕獲面積的0.50.7倍，這里取0.6倍即出口面積為 0.0054m0.6=0.00324 m（六）：飛機(jī)部件幾何參數(shù)的選擇與計算 機(jī)翼參數(shù)的計算與選擇已知 wo/s=5.86 ib/ft wo=6.4kg=14.11 ib所以機(jī)翼面積為 14.11/5.8=2.4328 ft=0.23m又展弦比a=6.5 根據(jù)公式a=b/s即機(jī)翼翼長b=122cm=1.22m當(dāng)根梢比為0.45的時候其機(jī)翼升力

12、分布近似橢圓型機(jī)翼的升力分布，所以這里取 =0.45翼根弦長 2s/b（1+ ）=26cm翼尖弦長 260.45=11.7cm機(jī)翼后掠角的選擇，因為考慮和保障飛機(jī)橫測安定性定為10，因為10相當(dāng)于飛機(jī)機(jī)翼上反角為1平均氣動弦長的計算 c=（2/3）c(1+)/(1+) c=19.75cm距翼根處的距離為y y=(b/6)(1+2)/(1+) y=26.64cm機(jī)翼安裝角為2無負(fù)扭轉(zhuǎn)角副翼的安排與計算通過參考文獻(xiàn)得知副翼一般約為機(jī)翼弦長的1525,這里取20，通過查圖得知副翼和機(jī)翼展長的比值為0.4機(jī)翼三視圖 機(jī)身長度的計算長度=awo a=3.5 c=0.23 wo=6.4kg計算得長度為1.

13、3m，機(jī)身外形的初步設(shè)計尾翼參數(shù)的計算尾翼面積的計算 s =c c s/l s = c b s/l本設(shè)計的是正v尾 所以力臂一樣平尾所需要的面積為力臂l=55.3cm 機(jī)翼面積s=0.23m 機(jī)翼翼展b=1.22 m 機(jī)翼的平均氣動弦長c=20cm取c=0.7 c=0.04代入上式得到 s=5.8dm s=2 dm轉(zhuǎn)化為正v尾的所需要的面積是 s=3.1 dm 與水平夾角為20根據(jù)資料查的尾翼的 =0.45 a=5 前緣后掠20 尾翼副舵面的面積的計算， 升降舵和方向舵的展長一般 為尾翼展長的90%，弦長一般為尾翼弦長的2550%左右， 這里取25%通過計算為，得到基本尺寸機(jī)翼和尾翼翼型選擇與

14、計算機(jī)翼翼型的選擇與計算初始翼載荷 w/s=5.8 ib/ft 通過上式知道起飛前的升力系數(shù)為 1.2雷諾數(shù) r=69000vl=6900019.440.1975=264919為了完成本次設(shè)計，決定選取n 60翼型n 60翼型數(shù)據(jù)雷諾數(shù)cmax零升迎角cmin失速迎角270000 1.55 -5 0.0083 10尾翼翼型的選擇 v尾翼型的選擇v尾翼型的選擇原則就是平尾要比機(jī)翼后失速，以保證飛機(jī)機(jī)翼失速之后還能控制，表現(xiàn)在翼型厚度上，就表示要選擇相對厚度要比機(jī)翼翼型相對厚度厚的翼型，n 60翼型的相對厚度是12.37% ，所以我這里選取對稱翼型naca0013，一是它阻力小，二就是便于做結(jié)構(gòu)。

15、naca0013的翼型數(shù)據(jù) 雷諾數(shù) cmax零升迎角 cmin失速迎角2700001.15 0 0 13飛機(jī)總體飛行性能參數(shù)計算與校驗速度特性整機(jī)阻力估算 d=0.5vscc=c+c/aec=1.1(c+sc/s+sc/s+sc/s)計算得 c= 0.06 c/ae=0.08 所以 d=3.37ib=1.55kg起飛速度，因為起飛速度是失速速度的 1.1倍，失速速度為70km/h所以起飛速度是77km/h最大平飛速度飛行的速度增大時，飛機(jī)的阻力也隨著增大，克服阻力需要推力，所以飛機(jī)的需用推力值t就是飛機(jī)的實際阻力值d最大，最大需可推力t減去阻力d或者減去需用推力t，所剩的推力t為 t= t-t速度越接近最大，剩余