無人飛機(jī)總體設(shè)計(jì)---設(shè)計(jì)過程及算例

1、.無人機(jī)總體設(shè)計(jì)算例任務(wù)要求：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(shí)間：1h ，最大過載1.7，任務(wù)載荷重量：0.5kg，背包式運(yùn)輸，發(fā)射方式：手拋式，回收方式：機(jī)腹著陸設(shè)計(jì)過程：1.布局形式及布局初步設(shè)計(jì)無尾布局【方法：參考已有同類無人機(jī)】確定布局形式：主要是機(jī)翼、垂尾、動(dòng)力、起落架等。（1）機(jī)翼根據(jù)經(jīng)驗(yàn)或同類飛機(jī)確定：展弦比 5.5-6，尖削比 0.4-0.5，后掠角 28°，下反角 1.5°，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，

2、雷諾數(shù)降低，氣動(dòng)效率降低】【展弦比增大，弦長減小，翼型厚度減小，機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量上升】尖削比【尖削比影響升力展向分布，當(dāng)展向升力分布接近橢圓時(shí)，升致阻力最小，低速機(jī)翼一般取0.4-0.5】后掠角【后掠角增加，橫向穩(wěn)定性增大，配下反角】【后掠角增加，尾翼舵效增加】【后掠角增加，縱向阻尼增強(qiáng)，縱向動(dòng)穩(wěn)定性增強(qiáng)】下反角 【上反角增加，橫向穩(wěn)定性增加，下反角相反】安裝角 【巡航阻力最小對(duì)應(yīng)機(jī)翼的迎角，通用航空飛機(jī)和自制飛機(jī)的安裝角大約為2° ，運(yùn)輸機(jī)大約為1° ，軍用飛機(jī)大約為0°，在以后的設(shè)計(jì)階段，可通過氣動(dòng)計(jì)算來檢查設(shè)計(jì)狀態(tài)所需要的機(jī)翼實(shí)際的安裝角。】機(jī)翼外型草圖（2）垂

3、尾垂尾形式：翼尖垂尾尾空系數(shù)：Cvt=0.04/2=0.02 【雙重尾】（3）動(dòng)力系統(tǒng)形式電動(dòng)無人機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)安裝位置主要有：機(jī)頭拉進(jìn)式、機(jī)尾推進(jìn)式、單發(fā)機(jī)翼前緣拉進(jìn)式、雙發(fā)形式、單發(fā)機(jī)翼后緣推進(jìn)式。下面研究各種布置形式對(duì)布局設(shè)計(jì)的影響。動(dòng)力形式優(yōu)點(diǎn)缺點(diǎn)實(shí)例機(jī)頭拉進(jìn)式螺旋槳前方進(jìn)氣穩(wěn)定未被干擾；容易實(shí)現(xiàn)重心位置設(shè)計(jì)；手拋發(fā)射不會(huì)對(duì)發(fā)射員造成危害；排氣被機(jī)身和機(jī)翼阻止，影響動(dòng)力系統(tǒng)的效率；回收降落時(shí)，電動(dòng)機(jī)和螺旋槳容易觸地?fù)p壞機(jī)尾推進(jìn)式機(jī)頭可以安裝任務(wù)設(shè)備；螺旋槳也不容易在著陸時(shí)觸地?fù)p壞；對(duì)螺旋槳的干擾較小；重心配置在設(shè)計(jì)重心點(diǎn)非常困難；單發(fā)翼前緣拉進(jìn)式電動(dòng)機(jī)不在占用機(jī)頭位置；以便在機(jī)頭安裝任務(wù)設(shè)

4、備；機(jī)身的阻力會(huì)產(chǎn)生一個(gè)較大的低頭力矩；過高的機(jī)身也增大的結(jié)構(gòu)重量，浸潤面積也比較大雙發(fā)翼前緣拉進(jìn)式機(jī)頭安裝攝像設(shè)備布置需要兩臺(tái)電動(dòng)機(jī)，增加了系統(tǒng)的復(fù)雜性單發(fā)機(jī)翼后緣推進(jìn)式機(jī)頭安裝攝像設(shè)備螺旋槳的滑流直接吹在尾翼上，造成無人機(jī)的穩(wěn)定性變化本方案為：機(jī)尾推進(jìn)式2.無人機(jī)升阻特性（極曲線）估算前面確定了機(jī)翼的基本參數(shù)，要確定無人機(jī)的具體機(jī)翼參數(shù)，還需要知道“起飛重量”、“翼載荷”，然后進(jìn)行布局縮放。確定起飛重量，關(guān)鍵是電池重量，電池重量由飛機(jī)需要的能量決定，能量由飛機(jī)升阻特性決定。升阻特性由飛機(jī)布局形式?jīng)Q定，可參考同類飛機(jī)，進(jìn)行初步估算。 飛機(jī)的極曲線：（1） 零升阻力系數(shù) ，一般可取為2.X（一

5、張紙打比方）【參考面積統(tǒng)一為機(jī)翼面積】對(duì)于機(jī)身：對(duì)于機(jī)翼、尾翼，一般以翼型最大相對(duì)厚度為基礎(chǔ)計(jì)算。也可以直接根據(jù)各類飛機(jī)的統(tǒng)計(jì)值，選取參考值。這里假設(shè)：機(jī)翼：，則; 機(jī)身：取，則; 垂尾：，則;（2）升致阻力因子 對(duì)于后掠翼飛機(jī)： 至此，可以估算得到飛機(jī)的極曲線（3）飛機(jī)極曲線升阻比最大時(shí)，最大升阻比：3.功重比與翼載荷的確定如果飛機(jī)重量知道，獲得了升阻特性，根據(jù)速度可以得到功率需求，根據(jù)航時(shí)要求可以得到能量要求，即：起飛重量決定功率能量但是起飛重量主要包括機(jī)體結(jié)構(gòu)、任務(wù)設(shè)備、動(dòng)力裝置、電池。而電池重量又決定它包含的能量的多少。即：功率能量決定起飛重量確定其中一個(gè)需要依靠對(duì)方，從而提出功重比的

6、概念。起飛重量決定機(jī)翼大小，機(jī)翼大小又決定起飛重量，從而提出翼載荷的概念。根據(jù)功率需求，可推出飛機(jī)功重比與翼載荷的約束分析方程：一般情況下，可先根據(jù)經(jīng)驗(yàn)值確定翼載，然后在無人機(jī)巡航、爬升、盤旋、最大飛行速度等多個(gè)工況下，由翼載計(jì)算功重比。表4-1 無尾布局小型電動(dòng)無人機(jī)參數(shù)統(tǒng)計(jì)名稱翼展(m)機(jī)長(m)機(jī)翼面積(m2)重量(kg)翼載荷(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從統(tǒng)計(jì)值可知，翼載可取7kg/m

7、2代入上式，可得到巡航狀態(tài)：V=18m/s：功重比為：11.19W/kg爬升狀態(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：功重比為：48.4 W/kg巡航盤旋狀態(tài)：V=18m/s，n=1.73; 功重比為：20.1 W/kg最大平飛速度狀態(tài)：V=28m/s; 功重比為：33.9W/kg工況功重比巡航狀態(tài)11.19W/kg爬升狀態(tài)48.4 W/kg巡航盤旋狀態(tài)20.1 W/kg最大平飛速度狀態(tài)33.9W/kg由上得出最大功重比為：48.4 W/kg，巡航功重比為：11.19W/kg實(shí)際上，各種工況下，翼載與功重比之間關(guān)系圖可以畫出來，然后根據(jù)一些限

8、制條件（起飛距離。），找范圍，確定相應(yīng)滿足條件的翼載和功重比若干組。4.起飛重量確定其中，是結(jié)構(gòu)重量，是動(dòng)力裝置重量，是電池重量，是航空電子與任務(wù)設(shè)備。其中，在重量設(shè)計(jì)中是不變的，是任務(wù)要求中給定的。（1）飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量其中，為結(jié)構(gòu)重量系數(shù)。一般起飛重量在幾公斤范圍內(nèi)的小型無人機(jī)結(jié)構(gòu)重量系數(shù)在0.25-0.35范圍內(nèi)，作為初步分析，可取為0.3。常規(guī)飛機(jī)種類結(jié)構(gòu)重量系數(shù)飛機(jī)種類亞音速干線客機(jī)輕型0.30-0.32中型0.28-0.30重型0.25-0.27。（2）動(dòng)力裝置重量動(dòng)力裝置包括電機(jī)、減速器、螺旋槳等。電動(dòng)飛機(jī)起飛重量不隨飛行發(fā)生變化。推導(dǎo)過程：其中，為電機(jī)的最大輸出功率，為飛機(jī)最大功重

9、比，為動(dòng)力裝置的比功率（功率/動(dòng)力裝置重量）。這一參數(shù)可以取統(tǒng)計(jì)值?！痉治觯鹤畲蠊χ乇葹?8.4w/kg，小型手拋電動(dòng)無人機(jī)重量不大于5kg，因此，最大需求的功率：250W】注：通常手拋電動(dòng)無人機(jī)300w的電機(jī)重量約為100g，電調(diào)約為50g，電機(jī)與螺旋槳連接器為30g。從而有，動(dòng)力裝置的重量約為（3）電池重量電池重量=能量/能量密度其中，為飛行中電池提供的能量，為電池實(shí)際比能量（能量密度）。其中，為飛行中電池提供的平均功率，為飛行時(shí)間。由于飛機(jī)在爬升段需要較高功率，在飛行高度不高（相對(duì)地面<200米），爬升段時(shí)間短，可以忽略，飛行中巡航段時(shí)間最長，下滑段可以停車，飛行過程中重量不變，因

10、此，可表示為其中，分別為電機(jī)調(diào)速器效率、電機(jī)效率、減速器效率、螺旋槳效率。為飛機(jī)巡航段的需用功率。為巡航段飛機(jī)的升阻比。為巡航速度。為重力加速度。綜上可得：電池重量表達(dá)式為一般地，螺旋槳效率：在未知轉(zhuǎn)速的前提下，可以利用已有的小型螺旋槳效率-速度曲線，預(yù)選一個(gè)初值。在巡航速度下，效率;在起飛爬升段，效率。從而得到：巡航段動(dòng)力系統(tǒng)效率：爬升段動(dòng)力系統(tǒng)效率：另外，還需要知道電池特性：實(shí)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(shí)間曲線（不同電流下）。（怎么轉(zhuǎn)換，上網(wǎng)查，斜率是放電時(shí)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化較小，適合大功率短時(shí)間情形，

11、即適合飛行時(shí)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迅速下降，適用于小功率長時(shí)間情形，即適合飛行時(shí)間長、速度小的飛行器。因此，本方案選取LiSO2電池，根據(jù)航時(shí)要求為1小時(shí)，斜線與曲線交點(diǎn)得到，比能量：180Wh/kg，比功率：120W/kg。另外，也可以根據(jù)統(tǒng)計(jì)來取值電池的比能量比功率統(tǒng)計(jì)品牌容量(Ah)電壓(V)重量(kg)放電倍率(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綜上可知：通常還要滿足： ，這是電池放電倍率限制的。（4）飛機(jī)的起飛總重量其中，為已知條件，在任務(wù)書中獲取。綜合前面可得： 5.電推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要是根據(jù)已經(jīng)確定的無人機(jī)總體參數(shù)及性能參數(shù)，確定無人機(jī)的需用功率，根據(jù)需用功率選取合適的螺旋槳和電機(jī)。（1）需用功率/推力曲線無人機(jī)作定常平飛時(shí)，需要的功率取飛行速度：，間隔。由，求出，根據(jù)之前初步估計(jì)的升阻特性，求出，再利用求出，進(jìn)而求得。進(jìn)而畫出圖。 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海平面下平飛需用功率曲線海平面下的飛機(jī)需用推力（2）螺旋槳選取要求：昌敏：以推力作為指標(biāo)，以巡航作為設(shè)計(jì)點(diǎn)a、螺旋槳必須在整個(gè)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(dòng)無人機(jī)以巡航速度飛行時(shí)間最長，努力實(shí)現(xiàn)螺旋槳在巡航速度下效率最大化，且螺旋槳

15、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，相應(yīng)推力為：1.55N。（可以自已設(shè)計(jì)槳，也可以選擇現(xiàn)有的槳）根據(jù)經(jīng)驗(yàn)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)、只跟進(jìn)前比有關(guān)）螺旋槳的效率：， 【注：轉(zhuǎn)速用r/s】以上參數(shù)需要通過實(shí)驗(yàn)測(cè)量、PropCalc軟件仿真來獲得。第一步：通過實(shí)驗(yàn)獲取前進(jìn)比J=0（V=0）時(shí)的、一般情況下，通過六分量天平測(cè)試不同轉(zhuǎn)速n下的螺旋槳的拉力T，通過電壓電流測(cè)螺旋槳的功率P，從而可得到J=0時(shí)的、。所選槳的螺距6吋、直徑8吋 （1英寸=0.0254米）nPCp0TCT0600026.50.

16、06242.90.1389700042.10.06253.90.137210000122.90.06268.10.1396. 注：一般小型無人機(jī)，常用轉(zhuǎn)速10000r/min，因而測(cè)試以此為中心向兩側(cè)展開。第二步：獲取不同前進(jìn)比J（V）下的、（注意：空速范圍要覆蓋所設(shè)計(jì)無人機(jī)的飛行速度范圍，轉(zhuǎn)速固定為10000r/min）【方法一】查文獻(xiàn)，找槳的Cp-V（Cp-J），CT-V（Cp-J）曲線。利用文獻(xiàn)槳與所選槳在V=0時(shí)的系數(shù)，對(duì)文獻(xiàn)槳的Cp-V，CT-V曲線平移，得到所選槳的Cp-V，CT-V曲線（主要原因：目前沒有折算公式）?！痉椒ǘ客ㄟ^仿真軟件PropCalc計(jì)算，并結(jié)合靜態(tài)結(jié)果修正【

17、方法三】風(fēng)洞測(cè)試所選槳的螺距6吋、直徑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在轉(zhuǎn)速固定下改變空速，實(shí)際上是改變了前進(jìn)比。第三步：計(jì)算不由J（改變V, n=10000r/min）對(duì)應(yīng)下的各螺旋槳

18、效率，確定最大效率-前進(jìn)比曲線。以“巡航速度效率最高，各速度效率普遍較高”為準(zhǔn)則，確定所選螺旋槳。（或改進(jìn)螺旋槳，再提高效率。）【注：轉(zhuǎn)速不變，空速變化，相當(dāng)于改變前進(jìn)比，也可以用6000轉(zhuǎn)，出來的曲線折算為前進(jìn)比后，應(yīng)該是一致的】螺旋槳的效率：，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：效率只跟前進(jìn)比有關(guān)，因?yàn)橐仓慌c前進(jìn)比有關(guān)，與

19、轉(zhuǎn)速絕對(duì)值沒關(guān)系】【分析：從上圖中可以看出，螺旋槳最高效率為0.75，對(duì)應(yīng)前進(jìn)比約為0.5-0.8之間，效率都在0.7以上。這一效率最好在巡航速度下出現(xiàn)。同時(shí)可根據(jù)最高效率，可選擇最佳的螺旋槳】第四步：利用Cp計(jì)算最大飛行速度下的最大轉(zhuǎn)速功率P，并進(jìn)功率校核。（多個(gè)槳?jiǎng)t可以的選擇：大于且接近需用功率）。（V, n）對(duì)應(yīng)下功率P 數(shù)據(jù)nV101214161820100112.5125137.5150162.5175187.520029.242.959.126.421.217.1-nV242628100112.5125137.5150162.5175187.5200-28.652.886.4124

20、.5169.8校驗(yàn)功率能否滿足：最大轉(zhuǎn)速功率>最大平飛功率/最大效率。（如果多槳，則可以根據(jù)功率情況進(jìn)行選擇，以”可用功率>需用功率且兩者接近”為準(zhǔn)則，排除一部分）【分析：由前可知，最大需用功率為：43.4W，可在最大飛行速度下，螺旋槳功率滿足大于且接近的要求。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?！康谖宀剑阂坏┻x定螺旋槳，則根據(jù)巡航速度V下的效率最大化確定巡航最佳轉(zhuǎn)速。（這就為電機(jī)選擇提出了要求）a. 巡航狀態(tài)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 巡航轉(zhuǎn)速約6500轉(zhuǎn)，效率約0.72從功率角度也可以，避免了以下的迭代再由算出功率，計(jì)算出扭矩。為電機(jī)選擇作輸入，選取效率最高的電機(jī)。電機(jī)最大工作電壓16.9V下，計(jì)算不同速度下的可用推力或功率，進(jìn)而確定最大最小飛行速度，即速度范圍。需要迭代計(jì)算，迭代出合適的轉(zhuǎn)速。效率就不考慮了。%巡航速度：18m/s滿足效率最高，螺旋槳功率： 功率校核：（實(shí)際上不用校推力，只要功率即可） >22.34W >0.995N以n=9600r/min為巡航轉(zhuǎn)速，效率最高，但螺旋槳功率過高，不匹配，不合適?！窘?/p>

23、低轉(zhuǎn)速，損失一點(diǎn)效率，換取功率】取n=7500r/min，J=0.7087，效率為=0.72，螺旋槳功率： 功率校核： >23.88W 取n=6000r/min，J=0.8858，效率為=0.66螺旋槳功率：功率校核： <26.05W 螺旋槳功率不足，舍去?！痉治觯喝绻攵ㄔ诖诵?、轉(zhuǎn)速，則需優(yōu)化氣動(dòng)特性，改進(jìn)升阻比，降低需用功率?！咳=7000r/min，J=0.7593，效率為=0.72螺旋槳功率： 功率校核： >23.88W 反復(fù)迭代，約6900轉(zhuǎn)為最佳轉(zhuǎn)速，可以滿足效率與功率兼得。巡航最佳轉(zhuǎn)速:n=6800r/min，J=0.7816，=0.70螺旋槳功率：功率校核

24、：巡航扭矩：【分析：如果想進(jìn)一步提高效率，則需換槳，因此要準(zhǔn)備盡可能多的螺槳作為備選槳。如果選擇了效率最高的槳，仍想再提高效率，則需要改進(jìn)飛機(jī)升阻特性。也就是說，一方面改槳，一方面改飛機(jī)升升阻特性】【總結(jié)：為什么不能用需用功率、推力反推轉(zhuǎn)速，因?yàn)檫@是一個(gè)隱式關(guān)系，無法事前確定Ct,Cp】b.最大飛行速度狀態(tài) 飛機(jī)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(jìn)比為J=0.8480，效率=0.65，螺旋槳功率：功率校核：<66.8W功率不足。 取n=175r/s（10500 r/min），前進(jìn)比為J=0.7

25、874，效率=0.71螺旋槳功率：功率校核：>61.1W取n=167r/s（10000 r/min），前進(jìn)比為J=0.8274，效率=0.68螺旋槳功率：功率校核：<63.8W反復(fù)迭代取n=170r/s（10200 r/min），前進(jìn)比為J=0.8106，效率=0.70螺旋槳功率：功率校核：62.0W最大飛行速度轉(zhuǎn)速為：10200 r/min最大飛行速度扭矩為：c.爬升狀態(tài)任務(wù)書中：爬升率為4m/s，爬升平均速度為：12m/s飛機(jī)需用功率： 取轉(zhuǎn)速n=200r/s（12000 r/min），J=0.3113，=0.51螺旋槳功率：功率校核：>144.3W功率不接近。取轉(zhuǎn)速n=

26、187.5r/s（11250 r/min），J=0.3307，=0.54螺旋槳功率：功率校核：>144.3W取轉(zhuǎn)速n=175r/s（10500 r/min），J=0.3543，=0.59螺旋槳功率：功率校核：>124.7W取轉(zhuǎn)速n=162.5r/s（9750 r/min），J=0.3816，=0.64螺旋槳功率：功率校核：>115.0W取轉(zhuǎn)速n=150r/s（9000 r/min），J=0.4134，=0.69螺旋槳功率：功率校核：<106.7W反復(fù)迭代，爬升最佳轉(zhuǎn)速約為：9000r/min爬升扭矩為：狀態(tài)螺槳效率螺槳功率最佳轉(zhuǎn)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）電機(jī)的選擇電機(jī)的主要性能參數(shù)有：，內(nèi)阻，空載電流電機(jī)的效率：選擇電機(jī)的要求：巡航效率高，電機(jī)的輸出扭矩：電動(dòng)機(jī)的電壓：電機(jī)扭矩常數(shù)與KV值的關(guān)系：根據(jù)上面公式：àà備選電動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)型號(hào)Kv空載電流I0（A）內(nèi)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轉(zhuǎn)速單位：r/m

28、in飛機(jī)巡航狀態(tài)下電機(jī)的電流、電壓、功率、效率型號(hào)電流電壓功率效率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飛機(jī)爬升狀態(tài)下電機(jī)的電流、電壓、功率、效率型號(hào)電流電壓功率效率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飛機(jī)最大飛行速度狀態(tài)下電機(jī)的電流、電壓、功率、效率型號(hào)電流電壓功率效率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，電機(jī)效率最高為H

30、iMax HC2812-0650，其工作電壓最大，工作電流最小?！烤C上所述，本方案螺旋槳采用Taipan8-6，電機(jī)采用HiMax HC2812-0650，巡航狀態(tài)：槳的效率0.70，電機(jī)效率0.8157，巡航狀態(tài)電機(jī)電壓11.3V，電機(jī)最大工作電壓16.9V，采用5節(jié)聚合物鋰電池串聯(lián)，電壓為3.7*5=18.5，電池重量：0.31kg。近似等于與之前估計(jì)值?！咀ⅲ喝绻麌?yán)重大于前面估計(jì)值，還得重新走一遍前面的設(shè)計(jì)工作?！?.飛機(jī)布局幾何參數(shù)確定（1）機(jī)翼幾何參數(shù)根據(jù)翼載可得：機(jī)翼面積：翼展：幾何平均弦長：平均氣動(dòng)弦長：根弦長：尖弦長：0.133機(jī)翼視圖（2）翼型的選擇本方案設(shè)計(jì)的無尾布局電動(dòng)無

31、人機(jī)尺寸小，飛行速度低，雷諾數(shù)很小。翼型厚度相對(duì)較小【不能太小，重量過大】。起飛和著陸段可能需要人工遙控飛行，飛機(jī)必須具有很好的自然飛行穩(wěn)定性，由于飛翼布局無平尾，這要求機(jī)翼具有正的零升俯仰力矩?？傮w對(duì)翼型的要求：S型翼型，較高的升阻比，低雷諾數(shù)下的翼型效率較高，在整個(gè)飛行速度范圍內(nèi)力矩線性變化?，F(xiàn)有的小型無尾式無人機(jī)和飛翼模型的翼型有：EMX-07、MH62、E186、S5010、HS510。備選翼型翼型相對(duì)厚度最大厚度位置相對(duì)彎度最大彎度位置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.設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)計(jì)升力系數(shù)：【設(shè)計(jì)升力系數(shù)是指飛機(jī)常用的升力系數(shù)，通常指巡航飛行時(shí)的升力系數(shù)。】設(shè)計(jì)雷諾數(shù)：【采用幾何平均氣動(dòng)弦長：S/B】b.翼型氣動(dòng)性能分析從Cm-alpha曲線上可以看出：只有EMX07、E186零升俯仰力矩系數(shù)為正，其它的均為負(fù)，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(shè)計(jì)升力0.3457附近，阻力基本不變。而且在不同雷諾數(shù)下，EMX07的零升俯仰力矩系數(shù)變化不大。綜上

33、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數(shù)最大升力系數(shù)最大升阻比失速迎角9.9%-0.80.0151.217511翼型升力線斜率線性迎角范圍6.959（3）垂尾設(shè)計(jì)尾翼詳細(xì)參數(shù)計(jì)算采用典型飛機(jī)的尾翼容量系數(shù)法，本方案尾容系數(shù)初步為?！疚踩菹禂?shù)*尾翼升力系數(shù)=尾翼產(chǎn)生的力矩系數(shù)】從機(jī)翼俯視圖上看，可得：由可得：垂尾面積：展弦比：2.0；垂尾后掠角：45翼展：垂尾平均氣動(dòng)弦長：根梢比：0.5；根弦長：0.05，梢弦長：0.025重尾視圖（4）舵面設(shè)計(jì)小型無尾布局電動(dòng)無人機(jī)大多采用升降副翼混合控制實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航控制，一般在機(jī)翼后緣布置舵面，利用控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)副翼和升降舵的功能。舵

34、面設(shè)計(jì)在前期階段不重要，要根據(jù)后期操縱性能來進(jìn)一步修改。對(duì)速度不高的飛機(jī)，舵面相對(duì)面積約取為0.30.4。副翼面積相對(duì)機(jī)翼面積一般5%7%；副翼相對(duì)弦長約為20%25%；一般副翼偏角，不超過25º。本方案無人機(jī)的升降副翼布置在翼尖。弦長取機(jī)翼平均弦長的12，為0.025m升降副翼面積為：0.22*5%=0.011m2展長：0.44m后緣上下偏角±25°7.重心位置確定由于本方案飛機(jī)起飛著陸時(shí)需人工操縱，所以需要有較好的靜定性。初步確定縱向靜穩(wěn)定裕度為。即其中，為全機(jī)重心位置與全機(jī)焦點(diǎn)位置間的距離與平均氣動(dòng)弦長之比。重心位置由內(nèi)部裝載布置確定，焦點(diǎn)則由氣動(dòng)布局確定。

35、利用AAA飛機(jī)設(shè)計(jì)軟件計(jì)算無人機(jī)的焦點(diǎn)位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后距離。（使用軟件來確定飛焦點(diǎn)）對(duì)于本方案的飛翼布局，機(jī)翼焦點(diǎn)可近似為全機(jī)的焦點(diǎn)，具體確定后掠翼焦點(diǎn)的方法如下：從而可以求得：即重心位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后0.1982m，重心位置確定。對(duì)于小型電動(dòng)無人機(jī)，其重心位置可以根據(jù)操穩(wěn)特性計(jì)算后，通過移動(dòng)電池位置來調(diào)整。8.三維模型建立及內(nèi)部裝載布置（1）三維模型本方案三維數(shù)學(xué)模型的建立使用CATIA完成。三面圖前視圖俯視圖側(cè)視圖效果圖（2）內(nèi)部裝載布置 電動(dòng)無人機(jī)機(jī)身內(nèi)部裝載有電池、自動(dòng)駕駛儀、數(shù)據(jù)傳輸設(shè)備、圖象傳輸設(shè)備、偵察設(shè)備。在機(jī)翼中段的分置見圖所示。內(nèi)部裝載布置9.無人機(jī)氣動(dòng)特性分析 可以

36、工程解析法計(jì)算，也可以渦格法ALV軟件計(jì)算。估計(jì)AAA也能計(jì)算。 氣動(dòng)特性包括飛機(jī)的升力特性、阻力特性和力矩特性。工程估算分析結(jié)果將作為性能計(jì)算的輸入，用于飛行性能的分析。（1）全機(jī)升力特性分析a.全機(jī)升力線斜率對(duì)于低速常規(guī)的直線邊梯形機(jī)翼，機(jī)翼升力線斜率可用下式估算：其中，為翼型升力線斜率，為展弦比。 由于全機(jī)沒有平尾，因此，機(jī)翼的升力線斜率就是全機(jī)的升力線斜率。b.全機(jī)零升力系數(shù)亞音速時(shí)，對(duì)于具有等翼型、線性扭轉(zhuǎn)角分布的機(jī)翼，其零升迎角可用下式估計(jì)：其中，翼型零升迎角；每度扭轉(zhuǎn)角引起的零升迎角增量；壓縮性修正因子?！咀ⅲ核俣鹊涂諝鈮嚎s性不考慮，由于飛翼布局忽略機(jī)翼扭轉(zhuǎn)】【注：機(jī)翼的零升迎角

37、不是全機(jī)的零升迎角，因?yàn)榇嬖诎惭b角?！苛闵ο禂?shù)【零升力系數(shù)=零升迎角*升力線斜率】通常機(jī)翼的零升力系數(shù)為機(jī)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，為機(jī)翼安裝角。c.全機(jī)零升迎角有了全機(jī)的零升力系數(shù)以及升力線斜率，可以求得零升迎角：實(shí)際上，有了機(jī)翼的零升迎角，由于無尾翼，但機(jī)翼存在安裝角，可知，全機(jī)的零升迎角為-2.8度。d.升力系數(shù)線性的迎角范圍初步估計(jì)可采用下式e.最大升力系數(shù)及失速迎角 在雷諾數(shù)差不多的情況下，干凈機(jī)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左右。機(jī)翼后掠使最大升力系數(shù)減小，由無后掠機(jī)翼的最大升力值乘以1/4弦長處的后掠角的余弦得到下式

38、：對(duì)于本方案巡航狀態(tài)全機(jī)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(jī)翼最大升力對(duì)應(yīng)的迎角：其中，分離引起的迎角增量為【通過查表，查什么表？】全機(jī)的最大升力系數(shù)：全機(jī)的最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的失速迎角：f.全機(jī)升力曲線（有點(diǎn)問題，沒考慮安裝角）（2）全機(jī)阻力特性分析阻力分為零升阻力和升致阻力，對(duì)于低速電動(dòng)機(jī)，零升阻力主要為壓差阻力和摩擦阻力。a. 全機(jī)零升阻力系數(shù)部件構(gòu)成法是用平板摩擦阻力系數(shù)以及形狀因子FF來估算飛機(jī)每一部件的亞音速零升阻力。然后用因子Q來考慮部件阻力的相互干擾，總的部件阻力等于浸濕面積、FF和Q的乘積?！究梢杂糜谟?jì)算機(jī)翼、平尾垂尾等的零升阻力系數(shù)】采用部

39、件構(gòu)成法，亞音速飛機(jī)零升阻力估算公式為：其中，部件表面摩擦系數(shù)； 部件形狀因子；Q為干擾因子； 部件的浸濕面積； 參考面積對(duì)于大部分飛機(jī)，流過部件的氣流可認(rèn)為是紊流，但對(duì)于低雷諾數(shù)飛行器，氣流大部分可能是層流。一般地，當(dāng)雷諾數(shù)在50萬時(shí)，氣流流過平板會(huì)從層流變?yōu)槲闪鳎D(zhuǎn)捩點(diǎn)位置為:機(jī)翼機(jī)翼雷諾數(shù)為：機(jī)翼處于層流層和紊流層的摩擦阻力系數(shù)為：層流：紊流：從而，機(jī)翼的平板摩擦阻力系數(shù)為：機(jī)翼的形狀因子：【注：這里近似將】機(jī)翼浸濕面積與參考面積比：【從CATIA三維設(shè)計(jì)圖中測(cè)量，S為三視圖外露平面面積】干擾因子：【由于干擾較小】機(jī)翼零升阻力系數(shù)： 垂尾 【注意：參考面積需統(tǒng)一】干擾因子：【由于干擾較小

40、】垂尾零升阻力系數(shù)： 總的廢阻力還包括飛機(jī)特殊部件的雜項(xiàng)阻力，如襟翼、固定式起落架、上翹的后機(jī)身及底部面積，并且把估計(jì)的漏泄及鼓包阻力一起加到總阻力中。雜項(xiàng)阻力可以使用大量的經(jīng)驗(yàn)圖表及公式分別確定，然后把結(jié)果加到上面已確定的零升阻力中去。本機(jī)的雜項(xiàng)阻力取為總廢阻力的4%。【飛翼布局全機(jī)零升阻力系數(shù)可用機(jī)翼零升阻力系數(shù)近似，這里不計(jì)兩個(gè)垂尾的零升阻力系數(shù)】全機(jī)零升阻力系數(shù)：b. 全機(jī)升致阻力系數(shù)可以采用渦格法求誘導(dǎo)阻力因子。也可以用解析法 對(duì)于后掠翼飛機(jī)： c. 全機(jī)極曲線升阻比最大時(shí)，最大升阻比：（3）全機(jī)俯仰力矩特性分析全機(jī)俯仰力矩由機(jī)翼和尾翼俯仰力矩組成，但飛翼布局沒有平尾，則機(jī)翼俯仰力矩

41、則為全機(jī)俯仰力矩。可以用渦格法計(jì)算。a.全機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)機(jī)翼計(jì)算機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)的參考面積為機(jī)翼面積，參考長度取為平均氣動(dòng)弦長。力矩參考點(diǎn)取為設(shè)計(jì)重心處。機(jī)翼的零升俯仰力矩系數(shù)一部分來源于翼型，另一部分來源于機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)和平面形狀。當(dāng)整個(gè)機(jī)翼處于零升力迎角時(shí)，局部剖面的升力并不都為零，會(huì)引起附加的零升力矩。當(dāng)展弦比大于2.5，后掠角小于線性扭轉(zhuǎn)時(shí)，可用下式估算機(jī)翼低速時(shí)的b.機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)對(duì)升力導(dǎo)數(shù)機(jī)翼的俯仰力矩系數(shù)為：因此，機(jī)翼俯仰力矩系數(shù)對(duì)升力導(dǎo)數(shù)為：【如何查表獲得】垂尾沒有垂尾全機(jī)零升俯仰力矩系數(shù)為：10.無人機(jī)操縱性與穩(wěn)定性分析飛機(jī)穩(wěn)定性是飛機(jī)設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要指標(biāo)。在評(píng)價(jià)飛機(jī)穩(wěn)定性過

42、程中主要是通過飛機(jī)的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)來判斷?！疽螅豪斫飧鲗?dǎo)數(shù)物理意義，掌握一種計(jì)算方法】（1）橫航向靜導(dǎo)數(shù)計(jì)算橫航向靜導(dǎo)數(shù)是指飛機(jī)因側(cè)滑而引起的橫向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩等系數(shù)對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)。a. 橫向力對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)翼身組合體主要包括：機(jī)翼、機(jī)身、翼身干擾、機(jī)翼上反角等。小迎角時(shí)，機(jī)翼貢獻(xiàn)是小量，機(jī)身貢獻(xiàn)包括干擾，則對(duì)于亞音速飛機(jī)，其中， 為翼身干擾因子、為機(jī)身位于橫向力作用點(diǎn)的橫截面積。S為機(jī)翼面積【如何得來？】垂尾本機(jī)機(jī)翼兩端設(shè)置垂尾，此處按照雙垂尾計(jì)算：式中：機(jī)翼機(jī)身平尾對(duì)雙垂尾側(cè)滑導(dǎo)數(shù)的干擾因子， 雙垂尾橫向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)的有效值， 單垂尾面積，S為機(jī)翼面積；從而，全機(jī)的橫向力對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)為

43、b. 滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)滾轉(zhuǎn)力矩主要來源為翼身組合體和垂尾，其中，機(jī)翼占主體。翼身組合體亞音速小迎角范圍，翼身組合體的滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)由下式給出 【不知如何計(jì)算得來？】垂尾重心位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后0.1982m?！緵]明白是迎角？可能因?yàn)闄C(jī)體坐標(biāo)系與氣流坐標(biāo)系不一致的原因?！咳珯C(jī)滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)c. 偏航力矩系數(shù)對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)偏航力矩系數(shù)對(duì)側(cè)滑角導(dǎo)數(shù)主要由機(jī)翼、機(jī)身、垂尾等部件產(chǎn)生。翼身組合體小迎角下，可以忽略機(jī)翼產(chǎn)生的偏航力矩。其中，為機(jī)身側(cè)面積、為機(jī)身長度。垂尾全機(jī)偏航力矩對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)（1/rad）（2）縱向動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算包括俯仰角速度引起的升力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)和迎角角度率引起的升力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)

44、。a.俯仰角速度引起的升力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)【俯仰阻尼導(dǎo)數(shù)】一般飛機(jī)包括平尾和機(jī)翼兩部分。飛翼布局只有機(jī)翼，機(jī)身可忽略。機(jī)翼對(duì)的貢獻(xiàn)，考慮機(jī)身存在時(shí)可按下式估算焦點(diǎn)到翼根前緣距離：機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長前緣到翼根前緣距離：0.14m機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長前緣到焦點(diǎn)距離：=0.2161-0.14=0.0761m重心位于機(jī)翼根弦前緣點(diǎn)后0.1982m機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長前緣到重心距離：=0.1982-0.14=0.0582m全機(jī)俯仰角速度引起的升力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)為：b.俯仰角速度引起的引起俯仰力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)一般飛機(jī)包括平尾和機(jī)翼兩部分，而且平尾是主要的，機(jī)翼貢獻(xiàn)為平尾的10%，對(duì)于飛翼布局，無平尾，忽略不計(jì)。c.迎角變化率引

45、起的引起升力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)機(jī)翼對(duì)的貢獻(xiàn)，考慮機(jī)身存在時(shí)可按下式估算【不知道符號(hào)是什么意義，怎么算？】d.迎角變化率引起的引起俯仰力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)又稱為時(shí)差導(dǎo)數(shù)，主要來自于平尾，因此（3）橫向動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算橫向動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算包括：滾轉(zhuǎn)角速度引起的橫向力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)、滾轉(zhuǎn)角速度引起的偏航力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)。a.橫向力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)此動(dòng)導(dǎo)數(shù)在動(dòng)態(tài)分析中不重要，忽略。b.滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)【滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)】對(duì)于一般飛機(jī)，主要由機(jī)翼、平尾、垂尾產(chǎn)生。機(jī)翼 【不知道怎么算？，參數(shù)哪里來？】垂尾垂尾貢獻(xiàn)也是一個(gè)小量。估算表達(dá)式為：平尾無平尾。全機(jī)滾轉(zhuǎn)角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)：

46、c.滾轉(zhuǎn)角速度引起的偏航力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)【交叉導(dǎo)數(shù)】主要垂尾和機(jī)翼。機(jī)翼機(jī)翼的貢獻(xiàn)主要是左右翼之間有效迎角引起的阻力差而引起的。公式太復(fù)雜了，不適合用解析法。垂尾全機(jī)：d.偏航角速度引起的橫向力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)不太重要，忽略。e.偏航角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)【交叉導(dǎo)數(shù)】（4）航向動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算航向動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算包括：偏航角速度引起的橫向力系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)、偏航角速度引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)、偏航角速度引起的偏航力矩系數(shù)動(dòng)導(dǎo)數(shù)。建議采用軟件設(shè)計(jì)。（5）操縱導(dǎo)數(shù)計(jì)算a.副翼操縱導(dǎo)數(shù)副翼偏轉(zhuǎn)引起的橫向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)【忽略】副翼偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)副翼偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)b.升降舵操縱導(dǎo)數(shù)升降舵偏轉(zhuǎn)引起的升力系

47、數(shù)導(dǎo)數(shù)升降舵偏轉(zhuǎn)引起的俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)c.方向舵操縱導(dǎo)數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的橫向力系數(shù)導(dǎo)數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)方向舵偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)（6）全機(jī)穩(wěn)定性分析全機(jī)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)縱向迎角迎角角速率俯仰角速率橫航向側(cè)滑角滾轉(zhuǎn)角速率偏航角速率a.縱向靜穩(wěn)定性與動(dòng)穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性要求：對(duì)于小型電動(dòng)無人機(jī)，靜裕度取值一般在10%-15%。動(dòng)穩(wěn)定性要求：按飛行品質(zhì)規(guī)范GJB185-86對(duì)長短周期評(píng)價(jià)。這里 采用CATIA結(jié)構(gòu)裝載建模，定義材料屬性和設(shè)備重量屬性，由CATIA測(cè)量41得到飛機(jī)的質(zhì)量慣性矩。飛機(jī)六個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量飛機(jī)縱向動(dòng)穩(wěn)定性由擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的典型模態(tài)表示，通常，它由兩個(gè)快慢相差較大的振蕩運(yùn)動(dòng)組成

48、，按振蕩周期短、長分別命名為短周期模態(tài)和長周期模態(tài)。在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的最初階段，主要特征是以迎角和角速度變化為代表的短周期運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)速度基本保持不變；而在擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)的后一階段，主要特征是以速度和俯仰角變化為代表的長周期運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)迎角基本保持不變。利用飛機(jī)縱向小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程得到的特征方程有兩對(duì)共軛復(fù)根，一對(duì)大的和一對(duì)小的共軛復(fù)根（或兩個(gè)小實(shí)根）。大根描述快速運(yùn)動(dòng)，對(duì)應(yīng)于飛機(jī)短周期運(yùn)動(dòng)，小根對(duì)應(yīng)于長周期運(yùn)動(dòng)（沉浮運(yùn)動(dòng)）。飛機(jī)縱向小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程:短周期模態(tài)對(duì)應(yīng)短周期模態(tài)的特征方程:特征方程的一對(duì)大的共軛復(fù)根為:無阻尼振蕩頻率： 式中：自由流動(dòng)壓； 。 阻尼比： 振蕩周期： (倍增時(shí))半衰期： 短周期模態(tài)對(duì)應(yīng)

49、長周期模態(tài)的特征方程:特征方程的一對(duì)小的共軛復(fù)根為： 無阻尼振蕩頻率： 阻尼比： 振蕩周期： 半衰期： b.橫航向靜穩(wěn)定性與動(dòng)穩(wěn)定性靜穩(wěn)定性要求：具有航向靜穩(wěn)定性的飛機(jī)其，具有橫向靜穩(wěn)定的飛機(jī)；動(dòng)穩(wěn)定性要求：按飛行品質(zhì)規(guī)范GJB185-86進(jìn)行評(píng)價(jià)。飛機(jī)的橫航向動(dòng)態(tài)特性用三個(gè)典型擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)模態(tài)來表征，一般以大的實(shí)根（一般為負(fù)）表示快速滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)；以小實(shí)根（可正可負(fù)）表示緩慢螺旋運(yùn)動(dòng)模態(tài)；以一對(duì)共軛復(fù)根表示荷蘭滾運(yùn)動(dòng)模態(tài)。其中滾轉(zhuǎn)模態(tài)和螺旋模態(tài)為兩個(gè)非周期模態(tài)，另一個(gè)是振蕩模態(tài)即荷蘭滾模態(tài)。利用飛機(jī)橫航向小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程組，可得到特征方程滾轉(zhuǎn)模態(tài)滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性參數(shù)通常用滾轉(zhuǎn)模態(tài)時(shí)間常數(shù)來表示，與特征方程中滾轉(zhuǎn)模態(tài)大的負(fù)實(shí)根成反比。當(dāng)橫向和航向耦合不顯著時(shí)，【如果不是大實(shí)根，則不行】螺旋模態(tài)當(dāng)0時(shí)，螺旋模態(tài)穩(wěn)定。式中：； ； 。荷蘭滾模態(tài)荷蘭滾模態(tài)是一種具有偏航、滾轉(zhuǎn)和側(cè)滑3個(gè)運(yùn)動(dòng)同時(shí)存在的短周期振蕩的二階模態(tài)。對(duì)應(yīng)荷蘭滾模態(tài)的特征方程為：特征方程的根 式中：荷蘭滾模態(tài)無阻尼振蕩頻率，； 荷蘭滾模態(tài)阻尼比，；荷蘭滾模態(tài)總阻尼，；?！痉治觯焊男再|(zhì)不能變】（7）全機(jī)操縱性分析全機(jī)操縱導(dǎo)數(shù)縱向升降舵橫航向方向舵副翼【操縱性如何評(píng)價(jià)？找相關(guān)文獻(xiàn)。】：說明升降舵有足夠的操縱能力：說